Apunte de materiales de uso espacial

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Efectos térmicos y materiales de uso espacial
Claudio Rimoldi, Fernando Cordisco
Materiales Aeronáuticos – 2013
Efectos Térmicos y Materiales de uso Espacial
INTRODUCCION
Dependiendo de las condiciones de diseño de cada vehículo espacial los fenómenos
térmicos, electromagnéticos, impacto de micrometeoritos y el fenómeno físico de desgasado son
los cuatro factores más importantes que limitan la selección de materiales y por tanto al diseño
estructural. Por ejemplo: debido a las partículas de alta energía y protección contra impacto de
micrometeoritos los componentes electrónicos deben estar recubiertos con placas de espesor
mayor a 3mm (de 4mm a 7mm para electrónica en satélites de orbita polar baja cuya aleación
sea aluminio) incrementando fuertemente el peso final del vehiculo e independiente del diseño
estructural; el fenómeno de desgase impide el uso de varios tipos de materiales cuando se los
ubica cercanos a equipamientos de observación por lentes; los metales, compuestos y polímeros
se limitan solo a aquellos que presenten un bajo nivel de corrosión (los materiales orgánicos son
los mas atacados por efectos de UV y OA: oxigeno atomico). Finalmente por efectos térmicos se
buscan materiales de elevada conductividad de calor para reducir gradientes localizados y
elevada inercia térmica para sobrevivir a los periodos de eclipse, materiales capaces de resistir
temperaturas criogénicas, efectos de fatiga-térmica y por otra parte seleccionar recubrimientos
adecuados que impidan un sobrecalentamiento o sobreenfriamiento del equipamiento del
vehiculo.
Las fallas por fenómenos térmicos en vehículos espaciales han sido, desde los inicios de la
carrera espacial una de las mayores causas de perdida de misiones espaciales terrestres e
interplanetarias: desde fallas por apuntamiento de antenas debido a deformaciones termoestructurales, falla de mecanismos por sobreenfriamiento y falla de equipamiento electrónico por
sobrecalentamiento hasta problemas tan complejos como la perdida de rendimiento en paneles
solares por rotura de los conectores de las celdas solares y rotura de todo tipo de juntas en
conectores soldados como resultado de fatiga-térmica, cambio en las propiedades mecánicas del
material por sobre-enfriamiento o sobre-calentamiento de la pieza y efectos de shock térmico por
cambios de temperatura repentinos sobre el material.
En este apunte introduciremos los efectos térmicos asociados al diseño de vehículos
espaciales así como los materiales clásicamente utilizados en ellos. Enfocaremos nuestro estudio
sobre vehículos no presurizados (modos predominantes de transferencia de calor: conducción y
radiación) de orbita Terrestre baja terrestre -entre 500Km a 700Km que caracterizan por lo
general a misiones científicas de tele observación-. Sin embargo se destaca que los conceptos
evaluados aquí son aplicables a cualquier vehiculo; sean satélites geoestacionarios, sondas
interplanetarias, vehículos tripulados, etc.
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INTRODUCCION A LAS LEYES DE INTERCAMBIO DE CALOR POR
Antes de continuar, debemos hacer un breve repaso sobre algunos conceptos de
transferencia de calor. Se proponen tres leyes de intercambio de calor “en” y “entre” materiales:
(1) Conducción
De lo expuesto anteriormente en el apunte, podemos decir que el intercambio de calor en
un material sigue la siguiente ley:
Q12  K  T ,
K
kA
(1)
L
K: Conductancia
.k: Conductividad termica
A: Área a través de la que fluye el calor
L: longitud a través de la que fluye el calor
T: diferencia de temperatura entre los puntos de intercambio
(2) Conveccion
Q12  h12  T (2)
.h12: coeficiente de transferencia convectivo (varia según el caso de análisis: flujo laminar,
turbulento, etc.)
Excepto para vehículos presurizados el análisis de transferencia de calor por conveccion no es
necesario. Nosotros no nos enfocaremos en este tipo de análisis pues son tratados en otras
cátedras.
(3) Radiación
Q12  12    T14  T24  (3)
Con,
12 : Factor de int ercambio de radiacion
12  f 1,  2 ,1,2 A1, A2 , F12 
: emisividad y absortividad respectivamente de calor de las superficies
A1, A2: Área de las superficies
F12: Factor de vista entre la superficie 1 y superficie 2
La emisividad y absortividad de un cuerpo son propiedades de cada material y su terminación
superficial, y determinan la proporción de energía que emite o absorbe el material respecto a un
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cuerpo negro (varian entre 0 y 1). Por otra parte el factor de vista es una constante geométrica
que indica la fracción de calor que es irradiada por un cuerpo y que incide sobre el otro y
viceversa.
(4) Balance de energía en materiales
Independiente del modo de transferencia predominante podemos plantear -a través de la
primera ley de termodinámica- el balance de calor para un volumen de material de la siguiente
forma:
Q12   V  Cp  T (4)
Donde Q12 representa el calor intercambiado en el sistema en una fracción de tiempo y
DT la variación de temperatura entre el estado inicial y el estado final. En equilibrio térmico la
temperatura es constante y Q12 debe ser nulo.
Al producto de la masa por el calor específico se lo llama inercia térmica y caracteriza la
capacidad de un material a retener su temperatura en el tiempo.
PROPIEDADES TERMICAS DE LOS MATERIALES
Del apartado anterior encontramos varios parámetros que caracterizan la transferencia de
calor en cada modo. Estos parámetros son únicos para cada material y por lo tanto los
llamaremos propiedades térmicas. En resumen:



Las propiedad térmica que caracteriza la conducción es la conductividad (k)
Las propiedades térmicas que caracterizan la radiación son la emisividad () y
absortividad (

Las propiedades térmicas que caracterizan la tasa de absorción y liberación de energía en
un material son la densidad (
Combinando las propiedades térmicas a conducción con la tasa de absorción y liberación de
energía en un material podemos obtener la difusividad térmica.
Conocidas estas propiedades podemos determinar la temperatura que va a alcanzar cualquier
material en un instante de tiempo determinado.
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EFECTOS TÉRMICOS SOBRE MATERIALES DE USO ESPACIAL
Para entender como los efectos térmicos pueden afectar a un satélite y sus materiales es
necesario comprender la magnitud del ambiente espacial que lo rodea.
Para un satélite de orbita polar baja Terrestre existen 4 fuentes de calor bien definidas:
1)
2)
3)
4)
Flujo de calor Solar (del orden de 1350 W/m2)
Flujo de calor Albedo (del orden de 405 W/m2)
Flujo de calor Terrestre (del orden de 236 W/m2)
Flujo de calor por espacio de fondo (del orden de 0,001W/m2)
Fig. 1
Dependiendo de la orientación del vehiculo (ángulo de orbita y actitud del satélite) tales
flujos pueden actuar, o no, en forma combinada y generar todo tipo de estados de temperatura,
gradientes y variaciones de temperatura en el tiempo (repentinas o no/suaves) sobre el material
que lo pueden llevar a la falla (ver Fig.2 y Fig.3).
Estudiamos a continuación como los flujos ambientales en conjunto con las propiedades
térmicas de un material pueden dar a lugar a los fenómenos antes citados. Para ello
presentaremos una ecuación sencilla a partir de la cual se puede obtener la temperatura de
equilibrio de una superficie orbitando la tierra.
Temperatura de equilibrio sobre placas
El intercambio de calor entre el vehiculo y el ambiente es netamente por radiación y la
conducción térmica solo actuara como medio disipador dentro del propio cuerpo. Luego, para
determinar la temperatura en un punto de la orbita solo haremos uso del intercambio de calor por
radiación.
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Teniendo en cuenta las Ecuaciones (3) y (4) se puede demostrar que en estado
estacionario; para una superficie de una placa con una orientación determinada y que en términos
de radiación la superficie se comporte como un cuerpo gris y difuso, la temperatura que alcanza
en equilibrio es:
Teq  4
Qsol  FAS  UV  Asol  Qtierra  FAT   IR  Atierra  Qalbedo  FAA  UV  Aalbedo
(5)
  Aemision  
Donde Fas se conoce como factor de vista entre el sol y la placa y representa la
proporcion de irradiación emitida por el sol que incide sobre la placa en funcion del ángulo que
toma esta respecto al sol y Asol el area de la placa que esta siendo irradiada. Análogamente para
Fat y Atierra pero entre la placa y la Tierra y para Faa y Aalbedo entre la placa y el albedo.
Aemision: es el área por la cual la placa radia calor (toda su superficie) y  y  representan la
absortividad y emisividad del material
Nota 1: El flujo de calor por radiación de fondo se elimina por ser despreciable frente al sol, la
tierra, o albedo.
Nota 2: Por motivos que no se detallan aquí la absortividad del flujo de la tierra (Ir) es
equivalente a la emisividad IR de la superficie (ir); es decir Ir=ir
Estado de temperatura en equilibrio como función de las propiedades del material
Para ejemplificar la influencia de las propiedades térmicas en los materiales y los resultados que
pueden generar planteamos aquí un situación real para un satélite de orbita terrestre de baja
altura.
Analicemos el caso de una placa rectangular de 1m x 1m x 5mm de espesor de aluminio
6061 T6 con una superficie rugosa (esta placa puede representar una superficie cualquiera de un
satélite). Asumiremos también que la superficie se encuentra girando en una orbita de 90º
respecto al ecuador y orientada directamente al sol (90º) como se indica en la Figura 2. Para esta
orbita el flujo albedo es, en teoría, nulo.
Fig. 2
Un aluminio 6061 T6 arenado presenta una emisividad de 0,30 y una absortividad de
0,57. Reemplazando en la ecuación (5) encontramos:
Teq = 461ºK
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En el caso de antenas reflectoras de alta frecuencia se requiere un nivel de rugosidad muy
bajo y se buscan superficies especulares prácticamente pulidas a espejo. Los valores  y  para
esta terminación superficial en un aluminio (=0,37, =0,05) con lo cual resulta en una
disminución importante de la temperatura de equilibrio.
Gradientes espaciales
Supongamos ahora que tenemos dos placas. Una placa de aluminio pulido orientada
directamente al sol y la otra recubierta con un material de elevada emisividad y sin visión con el
sol ni la tierra. La temperatura que alcanza la placa de aluminio ronda los 130ºC mientras que la
que no observa ninguna fuente llega, en teoría, a -269ºC. Si la unión entre ambas placas es a
través de una junta de tornillos que aíslan ambas placas entre si tendríamos un problema
estructural complejo debido a las grandes deformaciones a las que se verían solicitados tales
tornillos (la diferencia térmica entre los extremos de cada tornillo es de 399ºC!. Si en lugar de
aislar la junta agregamos un material muy conductivo lograríamos una temperatura media entre
las dos placas reduciendo el gradiente y simplificando extremadamente las cargas estructurales a
las que se encontraría sometida la junta.
Ciclados de temperatura
Los ciclados de temperatura en el material dependen de los siguientes parámetros: la
inercia termica (m*Cp), la absortividad UV y emisividad IR del material, y de la variación de
flujos de calor ambientales en el tiempo.
Supongamos que la orbita de 90º respecto al ecuador presentada en la figura 2 es ahora
una orbita de 0º respecto al ecuador (Fig. 3)
Fig. 3
Para este tipo de orbita, durante un 50% del tiempo el satélite permanece bajo los efectos
del sol, la tierra y el albedo (que ya no es despreciable); pero durante el resto del tiempo el sol y
el albedo se anulan repentinamente. Dependiendo la inercia térmica del sistema (dada por los
materiales) la temperatura puede caer rápidamente dando lugar a efectos de shock térmico. En
caso donde la inercia térmica es moderada los fenómenos de shock térmico no se hacen presentes
pero los sucesivos ciclos de sol-sombra dan lugar a ciclos de deformación térmica que resultan
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en problemas de falla por fatiga-térmica. En general la fallas por fatiga térmica son fallas de
fatiga de bajos ciclos dominadas por ciclos de grandes deformaciones (siempre dentro del rango
elastico).
Conclusión
De estos últimos análisis se desprende un concepto fundamental: la selección de
materiales en función de sus propiedades térmicas definen el estado de temperaturas, gradientes
y ciclados sobre una estructura, mecanismo, o componente electrónicos resultando de gran
utilidad para el diseño de vehículos espaciales. Luego las propiedades térmicas de un material
están íntimamente relacionadas con el comportamiento mecánico del satélite y deben ser
adicionadas a las propiedades mecánicas como herramienta clave de selección de materiales
durante el diseño.
En general los componentes electrónicos y algunos mecanismos puden sobrevivir solo a
temperaturas de entre +/-50ºC, mientras que los componentes estructurales como antenas u otros
mecanismos no pueden ser solicitados por gradientes térmicos elevados. Esto ha llevado al
desarrollo de nuevos materiales de uso espacial que permiten por ejemplo: aislar componentes
del calor por radiación en forma directa (mantas MLI), o materiales capaces de aislar
conductivamente el calor a la vez de brindar excelentes propiedades mecánicas (G10, Inox),
como materiales que se acoplan perfectamente al calor emitido por el sol (pinturas negras) o
materiales que lo rechazan en gran proporción (pinturas blancas); todos ellos con capacidades
únicas para resistir fenómenos de alto vacío, temperaturas criogénicas, rayos UV y fenómenos de
oxigeno atómico. A estos materiales los llamamos “materiales espaciales” porque deben cumplir
con ciertas normas MIL, NASA, etc. que los hacen únicos para uso en el espacio. En el apartado
siguiente se describen brevemente algunos de ellos
MATERIALES DE USO ESPACIAL
A continuación se presentan algunos de los materiales de uso espacial mas utilizados en
la industria junto a una breve reseña de sus características y usos principales.
Pinturas
Como se explico en apartados anteriores, la terminación superficial de los materiales incide
directamente sobre sus propiedades termo-ópticas al variar su absortividad en UV y emisividad
en IR. Por ejemplo, por inspección visual de una pieza se puede observar que un aluminio pulido
se comporta como una superficie especular reflejando la luz visible mientras que un aluminio
muy rayado (o arenado) es opaco y no refleja la luz. Las pinturas son uno de los materiales mas
utilizados para variar las propiedades termo-ópticas del material sobre el que se aplican. Las hay
de varios colores (al variar el color varia su relación /), pero las mas utilizadas son la pintura
blanca (=0,14; =0,89) y la pintura negra (=0,98; =0,91). La pintura negra se comporta como
un absorbedor casi perfecto: absorbe un 98% de la luz UV y refleja solo un 10% evitando así
problemas de reflexión; es por tanto muy utilizada para homogenizar la temperatura en
habitáculos al evitar reflexiones indeseadas. La pintura blanca es muy utilizada como “radiador”:
cuando colocamos un equipo electrónico que disipa energía y necesitamos que este la re-emita al
ambiente evitando sobre-calentamiento por absorción de radiación solar se logra con este tipo de
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pinturas, que solo absorben un 14% de energía del sol pero emiten un 89% evitando alcanzar
temperaturas elevadas en los equipamientos.
Mantas de aislamiento multicapa (MLI, Multilayer Insulation)
Las mantas MLI son, básicamente, aislantes térmicos del calor por radiación y como en el
espacio el intercambio de calor por radiación con el ambiente es el único modo de intercambio
de energía; las mantas MLI son el material que mas se utiliza en los satélites. Por lo general el
diseño térmico esta basado en zonas que radian energía al espacio (caracterizadas por ejemplo
por superficies pintadas en blanco) y el resto de las zonas aisladas del ambiente por MLI (ver fig.
5). Esta técnica de diseño nos permite radiar el calor por los sectores de menor incidencia
ambiental (solar y terrestre) a la vez de brindar zonas de control térmico bien definidas.
Para una superficie que radia calor libremente al espacio la ecuación (3) se reduce a:
Q12      A  T14  T24 
Donde  es la emisividad IR de la superficie. Cuanto mayor sea la emisividad IR mayor
acoplamiento por radiación vamos a tener entre T1 que puede representar a nuestra superficie y
T2 que puede representar al espacio.
Las mantas de aislamiento multicapa están conformadas por sucesivas capas separadas entre si y
conformadas en mylar o kapton aluminizado cuya emisividad IR es muy baja, y separadas entre
ellas por un material de muy baja conductividad térmica (en general polimétricos: como el
Dacron). En teoría mientras mas capas aluminizadas se agregan menor será la emisividad IR
(pues el efecto de se multiplica) aunque por lo general luego de las 30 capas se empieza a perder
efectividad por cuestiones constructivas. Los valores teóricos para 30 capas rondan en
emisividades del orden de 0,001, aunque por las técnicas de fabricación existentes hoy en día los
valores solo alcanzan una emisividad de entre 0,01 y 0,03 para muestras construidas muy
delicadamente. El manipuleo posterior, la aplicación de la misma sobre partes del satélite, etc.
degrada aun mas sus propiedades y los valores obtenidos pueden alcanzar desde emisividades de
0,03 hasta 0,3 para mantas muy mal fabricadas.
Para evitar la degradación de las láminas con la exposición a UV y OA se suele agregar
una última capa de Kapton, Mylar, o Teflón de elevado espesor. El Kapton y mylar presentan
una terminación superficial en color dorado que generalmente caracteriza al recubrimiento
obserbable de los satélites o sondas ya terminadas. (ver Fig 5)
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Lamina Interna (Kapton o
Mylar delgado aluminizado
en ambas superficies)
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Espacio Exterior
Lamina Externa (Kapton o
Mylar grueso sin
aluminizar)
Lamina espaciadora de
Dacron (aislante termico
por conducción)
Satélite
n-esima lamina aluminizada
de ambos lados (por lo
general entre 15 y 25
laminas)
Fig. 4
Fig.5
Aleaciones de Aluminio
Por su relación resistencia/masa, su costo (accesible), y su sencillez para mecanizar en contraste
con aleaciones de titanio y acero; es uno de los materiales mas utilizados en los vehículos
espaciales. Desde el punto de vista de sus propiedades térmicas y efectos térmicos; es un material
que aun aleado exhibe excelentes propiedades de difusividad térmica que lo hace idóneo para
superficies que actúan como radiadores o transporte del calor entre partes del equipo. Es un
excelente conductor del calor (entre 130W/mk y 160W/mK) y superior al cobre en términos de
conductividad/peso. Su baja densidad tiende a generar valores de inercia termica reducidos en
comparación con el acero y puede resultar riesgoso para equipamiento de baja masa donde el
excesivo ciclado en temperatura puede redundar en fallas mecánicas, electronicas, etc.
Aleaciones de Titanio
El titanio presenta una excelente relación resistencia/masa y valores de conductividad térmica del
orden de 13 W/mK, que en contraste con una aleación de cobre (230 W/mK) o una aleación de
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aluminio (130 W/mK) lo hacen un excelente aislante por conducción muy usado cuando se
requieren aislar instrumentos entre si. Por otra parte es un material capaz de resistir tanto bajas
como altas temperatura con buenas propiedades mecánicas que lo transforman en un material
idóneo para uso espacial y muy utilizado como contenedor de equipamiento criogénico.
Aleaciones de Acero:
El acero inoxidable tiene prestaciones térmicas y estructurales muy similares al titanio e incluso
es aun más aislante que el anterior (k del orden de 7 W/mK). Su desventaja radica en la relación
resistencia/masa, pero su costo lo hace mas utilizable. El acero inoxidable es muy utilizado en
conjunto con compuestos de fibra de vidrio para el desarrollo de sujeciones termoestructurales
que requieran de un alto grado de aislamiento térmico y resistencia estructural.
Compuestos en fibra de vidrio – epoxy optimizados a flamabilidad.
Estos compuestos se conocen con el nombre de G10 y se han desarrollado con fines de diseño
termo-estructural. Al ser un material polimérico presenta una muy baja conductividad térmica:
del orden de 0,3 W/mK y una tensión de rotura aceptable (del orden de 300Mpa). Si bien este
material es conocido como G10, esta ultima palabra hace referencia a una norma de flamabilidad
para la cual se asegura que en condiciones de alto vacío y a elevadas temperaturas el material no
produzca emisión de gases. Luego el G10 es un material espacial por tener regulación que
estandariza su emisión de gases en vacío (desgase) a niveles muy bajos.
Compuestos con fibras de carbono.
Las fibras de carbono no solo presentan muy bajos niveles de desgase sino también una
resistencia única a la temperatura, elevada resistencia mecánica y bajo peso. Su bajo coeficiente
de expansión (o contracción) térmica hace que sean cada vez mas utilizados en antenas y
reflectores. Las desventajas son su costo y conformabilidad, y solo se usan en aplicaciones
críticas que requieran de tales propiedades.
Paneles Honeycomb
Prácticamente toda la estructura primaria de los satélites esta basada en paneles honeycomb. Los
paneles son por lo general en núcleo de aluminio y facing de aluminio. En algunos casos se
utilizan facings en carbono, aunque su baja conductividad térmica genera gradientes de calor
elevados que los limita en la mayoría de las aplicaciones. Los paneles honeycomb presentan
problemas de conductividad térmica a través de su espesor debido a su geometría irregular y
fallas en el pegado durante la construcción y deben ser caracterizados por ensayos en la mayoría
de los casos.
Juntas térmicas
Debido a las condiciones de vació en el espacio y debido a que la superficie de cualquier
material es rugosa independiente del nivel de pulido que tengan: al unir dos piezas en el espacio
estas pueden quedar aisladas unas debido a la baja conductancia que genera la union (ver Fig. 6)
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Fig. 6
Para aumentar la conducción de calor entre las piezas se han desarrollado grasas y adhesivos
siliconados de muy bajo nivel de desgase y buena conductividad térmica en función de su
espesor como el RTV-566, 3M 966, Eccobond 256. También se han desarrollado juntas con
materiales de muy baja rigidez que al ser presionados rellenan los intersticios entre ambos
materiales; como ser: laminas de Iridio, Chotherm, thermattach, etc.
La falla por conducción de calor en juntas secas es una de las principales causas de falla en
integrados electrónicos, juntas estructurales a equipamiento electrónico disipativo.
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