UNA HISTORIA REAL DE
I+ D +i:
REVESTIMIENTOS CERAMICOS Y VITREOS PARA VEHICULOS TRANSBORDADORES ESPACIALES
J. Ma. RINCON
y M. ROMERO
Grupo y Lab. de
Materiales Vitro- Cerámicos, Inst. E. Torroja de CC. Construcción, CSIC,
c/ Serrano Galvache s/n , Madrid- 28033, e-mail: jrincon@ietcc.csic.es
1. INTRODUCCION.-
Ya han pasado más de diecisiete años desde
que el 18 de junio del año 1983 el transbordador espacial (TE) "Challenger"
comenzó su vuelo con cinco para una de las misiones pioneras de este
nuevo tipo de vehículos espaciales, que ahora ya han generalizado sus
vuelos con diversas y cada vez más ambiciosas investigaciones. Una
vez más el vuelo del transbordador o lanzadera espacial se vería
coronado por el éxito como en los seis vuelos anteriores del denominado
Sistema de Transporte Espacial (STE). Las cinco primeras misiones se
realizaron en STE denominado "Columbia" y las dos siguientes en
el ya citado "Challenger".
Estos vuelos que para el público en general han perdido el gran interés
que tuvieron en sus inicios de la Conquista Espacial, y que incluso cada
vez ocupan menos espacio en la prensa diaria, presentan no obstante, un
gran interés para el tecnico cerámico o vidriero, ya que no habrían
sido posibles sin la ayuda de nuevos tipos de materiales cerámicos y vítreos
concebidos y diseñados para las funciones concretas de hacer posible el
regreso a la atmósfera de este tipo de vehículos espaciales.
El TE es el primer vehículo
de vuelo de velocidad supersónica que usa un sistema de protección térmica
totalmente de tipo cerámico. Este hecho supone un importante hito en la
historia de los materiales cerámicos, tan ligada a la Historia de la
Humanidad desde que el hombre comenzó a elaborar objetos útiles de cerámica
hace ya cerca de 10.000 años. Así, la Cerámica ha recorrido un largo
camino desde los primeros vestigios arqueológicos de productos realizados con
barro cocido del Neolítico que datan de 7.500- 7.000 años a. de C. del oeste
del Irán (1), pasando por las piezas cerámicas de "terra sigilata"
y los mosaicos romanos, hasta ver los materiales cerámicos lanzados en el
espacio en el mayor trabajo de alicatado realizado nunca realizado por el
Hombre sobre un vehículo en vuelo, ya que más de 30.000 plaquetas de
recubrimiento cerámico cubren el exterior de estos transbordadores
espaciales.
Los materiales cerámicos para la protección térmica de transbordadores
espaciales ya son una realidad de uso común. Lo mismo que actualmente se
transportan pasajeros y mercancías entre ciudades y naciones de la Tierra de
una manera rutinaria, ya va siendo cada vez más frecuente el transporte
espacial de satélites, laboratorios y personas que vienen realizando diversas
tareas experimentales y procesado de materiales que hasta ahora no eran
posibles en la Tierra. Esta aventura espacial no sólo interesa a las
dos potencias espaciales: EEUU y Rusia, sino que otras naciones como Japón,
China y la India están realizando ya experiencias para desarrollar su propio
STE. De hecho, se sabe ya (2), que los japoneses vienen realizando
intensas investigaciones para desarrollar un mini- transbordador espacial.
Esta nueva concepción del STE tiene aparte del interés científico, un gran
interés económico, por ejemplo de los lanzamientos de satélites que
lleva a cabo la NASA, fundamentalmente para países como Japón, la India,
Indonesia, Canadá y Gran Bretaña, sólo un pequeño porcentaje
pertenecen a la propia agencia espacial americana.
Cuando el Transbordador Espacial (o "Space Transportation System",
STS en siglas inglesas en este artículo) ha terminado sus tareas en el
espacio (después de varias semanas de intenso trabajo) el momento más crítico
de la misión es el del regreso a las capas bajas de la atmósfera, en el que
el Sistema de Protección Térmica (SPT) se somete a una dura prueba.
Con un denominado ángulo de ataque de 40º , que varía de unas a otras
misiones, la nave sufre un fuerte calentamiento en su cubierta exterior desde
los 5 min. hasta los 15 min. de iniciado el regreso. Se interrumpen las
comunicaciones y la nave tiene que disipar su energía desde una velocidad de
más de 26.000 km/h a los 335 km/h que alcanza en el aterrizaje.
En el regreso es preciso disipar la energía sobrante por varios métodos (3):
a) Radiación del calor al vacío
b) Evaporación o sublimación de la superficie del vehículo
c) Transferencia de calor a la atmósfera (es decir, al aire situado junto al
vehículo, dejando una estela de aire caliente).
La proa de la nave, que es donde la velocidad del aire arrastrado es mayor es
la que alcanza mayores temperaturas en la entrada atmosférica (1465º C )
(4). Incluso la densidad del aire llega a ser en el morro de la nave hasta
seis veces superior a la ambiente, afectando el calor que puede desprenderse
por radiación. Un fenómeno semejante ocurre en la caída de meteoritos
a la Tierra. Las zonas posteriores del vehículo están a menor
temperatura pues las corrientes de circulación supersónica no se adaptan fácilmente
a su contorno. Las temperaturas que soportan los motores de la nave en
el lanzamiento son ligeramente mayores que en la entrada en la atmósfera.
2. HISTORIA DEL DESARROLLO DE MATERIALES DE AISLAMIENTO
SUPERFICIAL EN VEHICULOS ESPACIALES.-
Las plaquetas cerámicas del STS fueron
desarrolladas por los laboratorios de investigación de NASA, fabricadas por
las compañías Lockheed e instaladas por Rockwell International. La
idea de usar materiales cerámicos refractarios en estructuras aerodinámicas
no era nueva. En los primeros misiles balísticos intercontinentales ya
se comenzaron a usar este tipo de materiales. En el morro (o
"nariz", "nose" en la literatura inglesa) del avión X-20
se instalaron ya hace años plaquetas de material refractario de ZrO2
sinterizado.
Los primeros materiales fueron de fíbras refractarias aglomeradas inorgánicamente
e impregnadas de un refrigerante orgánico no carbonizable. En 1962 la cápsula
Apolo fue construida con un SPT a base de materiales compuestos de fibras de sílice,
formando un esqueleto continuo e impregnado todo con metacrilato como fase
refrigerante no carbonizable (5). Estos materiales ablativos (esto es,
que se auto-consumen por desgaste a elevadas temperaturas) presentan dos
problemas importantes: No se pueden reutilizar y son bastante pesados con
densidades mayores que las plaquetas fabricadas con material cerámico.
Los metales son, asimismo, más pesados que las plaquetas. Por tanto, en
1965 se comenzaron a desarrollar plaquetas a base de fibras de. sílice elaborándose
la plaqueta LI-1500 de densidad igual a 0,6- 0,9 g/cm3
En 1968 se optimizó este tipo de plaqueta y se le agregó un agente de
alta emisión térmica para facilitar la radiación de calor. La emisión de
la sílice a temperatura elevada se reduce drásticamente a T > 1093o
C a 0,3 mm, por lo que fue necesario desarrollar un recubrimiento a base de
vidrio de borosilicato. Se eligió este tipo de recubrimiento por ser
precisas las siguientes condiciones: Un coeficiente de dilatación semejante
al de la sílice, impermeable a la humedad, resistente a la abrasión y al daño
mecánico, elevada emisión térmica en longitudes de onda menores de 3 mm y
soportar ciclos térmicos a 1370º C. En principio se añadió Cr2O3
como aditivo en estos materiales, pero tuvo que ser sustituído por producir
una caída en la emitancia a elevadas temperaturas y ser contraproducente para
la impermeabilidad del material. Así pues, se añadió CSi como agente de
ajuste de los valores de emitancia. En años sucesivos se realizaron ensayos
de estos materiales en vuelos reales a bordo de una serie de vehículos
experimentales denominados Pacemaker, realizándose más de 100 simulaciones
de misiones de entrada en la atmósfera con perfiles de lanzamiento que
alcanzaron niveles acústico de hasta 165 dB. Así, por desarrollos sucesivos
se llegó al final a las plaquetas denominadas LI- 900 de baja densidad (0,144
g/cm3) y a las LI- 2200 de mayor densidad (0,342 g/cm3).
En 1973 se comenzó la producción en gran escala por la Lockheed Missiles.
Se fabricaron más de 30.000 piezas para que "alicataran"
convenientemente la estructura aerodinámica de la nave. La parte más crítica
de este proceso fué el control de la pureza y consistencia de las fibras de sílice.
Desde entonces, se ha realizado mucho trabajo de investigación para aumentar
la pureza de estas fibras al 99,9 % , reduciendo las impurezas de álcalis a
menos de 6 ppm y aplicándose desde las materias primas hasta el producto
final un total de 40 controles de fabricación. En total, fueron
cerca de veinte años de trabajo contínuo y en una dirección determinada,
lo que indica una vez más que la investigación siempre es rentable:
1) si se sabe lo que se quiere,
2) si se trabaja duro, con constancia y en equipo y, por
supuesto,
3) si se financia adecuadamente.
3. SELECCION DE MATERIALES DEL SPT Y
SITUACION DE LOS MISMOS
Las condiciones que deben reunir los materiales
del Sistema de Protección Térmica (SPT) del TE son:
1º) Actuar como protección térmica: soportando la temperatura límite de
entrada en la atmósfera, ser resistentes a la entrada de gases calientes y
poder ser terminados con una superficie suave (para evitar calentamientos
locales y transición del aire arrastrado de flujo laminar a turbulento).
2º) Poseer una baja masa, pero que soporte la carga, sea resistente al
aleteo, compatible con las tensiones y el doblado de la estructura primaria
que es de aluminio y ser resistente a la retención de agua.
3º) Permitir un tiempo corto de montaje desmantelamiento para con una fácil
inspección, fácil extracción e instalación y fácil mantenimiento,
permitiendo a la nave espacial volver cuanto antes a otra misión y por último,
4º) Que posea bajos costes en largos ciclos de vida útil, es decir, que sea
fácil de fabricar, durable y reutilizable (4).
El que este tipo de materiales posean una baja densidad es esencial para sus
aplicaciones, ya que un aumento de la misma, como es general en Aeronáutica
implica una disminución de la carga de transporte. Inicialmente en los
años 60 se seleccionaron materiales de Mullita (3Al2O3.2SiO2)
ó de Sílice (SiO2) para los materiales de Aislamiento Superficial
Reutilizable (ASR). En el programa iniciado por la NASA en 1970 se
seleccionaron para su evaluación los siguientes productos: mullita, silicatos
alumínicos, circona, CSi recubierto de carbono y fibras de sílice. En
1971 ya se había reducido la lista a tres materiales como posibles
candidatos: Sílice, Mullita A y Mullita B.
Como candidatos para elegir el material para las zonas que soportan mayor
temperatura, es decir el morro o proa de la nave y en los bordes delanteros de
las alas del vehículo, se pensó en principio, en óxidos cerámicos,
carburos y nitruros, metales sin ó con recubrimiento refractario, grafito y
Carbono- Carbono reutilizable (5).
Como consecuencia de estos estudios previos se seleccionaron finalmente los
materiales que se indican en la tabla I (6).
3.1. Sistema de alicatado del Transbordador Espacial
El sistema de plaquetas se acopla a la estructura básica de aluminio del
transbordador por medio de una almohadilla o forro de nylon amortiguador de
las tensiones (FAT) con un adhesivo de caucho vulcanizado a temperatura
ambiente. Este material amortiguador de tensiones aísla las plaquetas de las
tensiones térmicas y mecánicas de la sub- estructura de la nave. Unas
bandas de relleno entre las plaquetas protege la unión de las mismas del
calentamiento puntual que puede surgir en algunas zonas.
Es muy importante
que la estabilidad térmica de estos materiales sea buena. Se observa
que el ACRF tiene una mejor capacidad térmica que las fibras de sílice.
Como puede apreciarse en función de su contenido en cristobalita después de
tratamientos a 1425 ºC durante 18 horas se considera que la estabilidad no es
adecuada si la proporción de esta fase cristalina excede del 20 %.
3. 3. Materiales de protección del borde de conduccion
ó morro de la nave.
Los materiales desarrollados para las zonas que soportan mayores temperaturas
(la proa o morro de la nave y el borde delantero de las alas) están constituídos
por fibras de CARBONO-CARBONO sinterizadas que son reutilizables (CCR).
El desarrollo de estos materiales comenzó en 1958 con los proyectos Apolo.
Están constituídos fundamentalmente por un material compuesto de un tejido
de grafito plegado que se impregna con una resina fenólica y, posteriormente,
se somete a ciclos sucesivos de pirólisis, densificación y sinterización.
Este material a elevadas temperaturas puede perder parte de su masa debido a
la oxidación parcial de su superficie (9).
4. COMPORTAMIENTO DEL ASR DESPUES DEL PRIMER
VUELO del 12 abril de 1981.-
Después del dicho vuelo, ya histórico realizado
el año 1981, aunque algunas plaquetas se perdieron, (la nave llevaba 30.757
plaquetas), el comportamiento general de todos los materiales fue excelente
(10). En el ASRBT, las plaquetas blancas, instaladas en la zona de la
vaina de los retro- cohetes, se observó la pérdida o rotura de algunas
plaquetas, más bien por un defecto de colocación, ya que estos defectos las
hacen más sensibles a las tensiones vibro- acústicas del lanzamiento.
Asimismo, algunas de las plaquetas negras del ASRBT sufrieron algo de daño,
saltados o ralladuras durante la etapa del lanzamiento. El análisis de
estas rayaduras indica la presencia de CaO y ZnO, elementos ambos que van como
pigmento en el caucho de silicona, que han debido reaccionar con el
recubrimiento en el borde de las plaquetas. Este fenómeno puede
aprovecharse para conocer los diagramas de flujo de aire del vehículo (10).
Incluso, se llegó a observar un efecto de cuchillada o rajado en una
compuerta del tren de aterrizaje. En otras zonas se observaron algunas
suciedades debidas a efectos de contracción durante la entrada atmosférica.
El recubrimiento refractario de material CCR respondió también eficazmente.
El fieltro de aislamiento ó FAT, a pesar de tratarse de nylon (Nomex) que
aumenta su deformación con cada tensión aplicada, se portó mejor de lo que
se esperaba, así como los materiales de relleno y de barrenas térmicas.
Por último, en las ventanas de vidrio apareció un ligero recubrimiento en la
superficie exterior pero sin afectar a la transparencia. Como dato anecdótico
es interesante saber que este tipo de Transbordadores Espaciales llevan
instalados más de 16.000 instrumentos de medida: Termopares, radiómetros,
sensores de presión, de tensión y acústicos, etc y etc...., lo que permite
"a posteriori" analizar con más precisión el comportamiento real
del Sistema de Protección Térmica.
5. MICROESTRUCTURA DE LOS MATERIALES DE ASR.-
La mejor manera de entender la naturaleza porosa
de este tipo de materiales cerámicos es por su observación a elevados
aumentos por Microscopía Electrónica de Barrido (siglas SEM en inglé).
Es necesario destacar el importante papel que ha desempeñado la Microscopía
Electrónica en el desarrollo de los nuevos materiales de Aislamiento Térmico
de los transbordadores espaciales. Se ha empleado esta técnica de estudio
microestructural para ayudar a la selección de materiales, ya que el Análisis
Microestructural nos facilita información acerca de los mecanismos de
deformación y fractura, los mecanismos de transferencia de carga y sobre todo
sobre las alteraciones microestructurales antes de la rotura final del
material. En función de las características del material a examinar se han
empleado técnicas de preparación de muestras diferentes. Las técnicas
más simples son: en el caso de los materiales orgánicos del FAR, cortar con
una cuchilla y en el caso de las plaquetas cerámicas llevar a cabo su
fractura a tracción. Pero ambas pueden introducir graves alteraciones
estructurales en el material. El método más generalizado fué: Impregnar el
material con un polímero y posteriormente realizar el corte y pulido de la
muestra, seguido por la extracción del material de embutición. Para
ello se siguieron dos métodos: a) Embutición en polimetilmetacrilato (PMMA)
ó b) embutición en una resina termoplástica (11).
a) En el primer método se impregna la plaqueta con un líquido siruposo al 15
% de PMMA en un monómero de metilmetacrilato (MMA) con el 0,05 % de
peróxido de benzoílo para iniciar la polimerización. Esta se acelera
calentando a 35 ºC durante 24 horas y luego a 1500 ºC durante 48 horas.
Después se pule la muestra embutida con los métodos habituales. Se
calienta a 500-650 ºC durante 5 minutos para posteriormente, para extraer el
PMMA en el caso de muestras que no se alteren con la temperatura. Debe
evitarse en esta operación el quemado del PMMA, para que no se formen
productos de carbón. Se puede también extraer el material de extracción
por disolución sumergiendo la muestra embutida en el monómero MMA líquido y
agitando. Este método es adecuado para los materiales más débiles.
b) Se usa el segundo método también para no alterar la posición de las
fibras y rellenar los poros evitando se contaminen con partículas extrañas
al material. Este método es más adecuado para el sistema de FAT que es de
tipo orgánico. Se impregna el material en vacío con resina a 150 ºC y dejándole
enfriar hasta rigidez. Se corta un cubo de 0,5 x 1 cm. y se lava con acetona
por un extremo para exponer al aire las puntas de las fibras. Luego se embute
esta muestra en un material de resina epoxi y se pule posteriormente. Se
extrae la resina con acetona sin agitación con varios lavados con lo que se
llega a tener finalmente una muestra protegida en todos sus lados con resina y
con el extremo superior libre para ser observado tanto por microscopía óptica
como electrónica.
En las plaquetas del transbordador se debe realizar un control de calidad de
la uniformidad y graduación de la capa de sílice coloidal comparando su
comportamiento tanto en las plaquetas de baja como en las de alta densidad
(LI-900 y LI-2200). La sílice coloidal penetra de hecho hasta una profundidad
de 0,81 mm en el caso de las plaquetas LI-2200. En el caso del material ACRF
las fibras son de mayor diámetro que las de sílice y su enlace es más
consistente que el tipo anterior de plaquetas fibrosas habiéndose observado
algo de reblandecimiento y reacción de las fibras de sílice durante el
proceso de sinterización (11).
Vemos, pues, que la observación de la microestructura de un material
(microcosmos) permite un mejor control de las propiedades de los materiales
que facilitan tanto de una manera directa como indirectamente la observación
e investigación de los objetos del Universo (macrocosmos), ambos están íntimamente
relacionados, de manera que con el filósofo Teilhard de Chardin podemos
afirmar para terminar: "...no digas nunca, como hacen algunos: la
materia esta gastada, la materia esta hasta el ultimo instante de los siglos,
la materia sera joven y exuberante, resplandeciente y nueva para el que sepa
entenderla". (Teilhard de Chardin, 1961. El Himno del Universo).
REFERENCIAS
1. MELLAART,J., The neolitchic of the Near East. Ed.Thames and Hudson (1975) págs.
76-79
2. DUNBAR, B.J., Space Shuttle. A new era in transportation, Am. Cer.
Soc. Bull. 60 (1981) 11, 1180-1187.
3. HILTON, H.F., Satélites artificiales (1967). Ed. Nueva Colección Labor,
Ed. Labor, Barcelona, págs. 9-80.
4 BUCKLEY, J.D., STRONHAL, G. Y GANGLER, J.J., Early development of ceramic
fiber insulation for the Space Shuttle. Am. Cer. Soc.
Bull. 60 (1981) 11, 1196-1200.
5. SHRAM, W. HRSI and LRST. The early years. Am. Cer. Soc. Bull. 60
(1981) 11, 1194-1195.
6. KORB, L.J., MORANT, C.A., CALLAND, R.M. y THATCHER, C. S. , The Shuttle
Orbiter Thermal Protection System. Am. Cer. Soc. Bull. 60 (1961) 11,
1168-1193.
7. GORE, R., SCHNEEBERGER, J. y DALLISON, K., When the Space Shuttle finally
flies. National Geographic, marzo (1981) 319-347.
8. LEISER, D. B., SMITH, M. y GOLDSTEIN, H.E., Developments fibrous refractory
composite insulation. Am. Cer. Soc. Bull. 60 (1981) 11, 1201-1204.
9. BECKER, P.R., Leading- edge structural material system of the Space Shuttle.
Am. Cer. Soc. Bull. 60 (1981) 11, 1210-1214.
10. MUELLER, J.L., Observations after initial flight. Am. Cer. Soc. Bull. 60
(1981) 11, 1215-1217.
11. NEWQUIST, Ch., MILLER, A.A. and SCOTT, W.D., Microscopy and microstructure
of Shuttle Thermal Protection System materials. Am. Cer. Soc. Bull. 60 (1981)
11, 1205-1209.
AGRADECIMIENTO
El autor quiere expresar su sincero agradecimiento a D.W. Garret de la NASA
por su ayuda, así como a la compañía Rockwell por el suministro de valiosa
información sobre los materiales aislantes de los transbordadores espaciales.