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Pregunta detonadora. ¿Cómo puede un avión que cumplía su programa de mantenimiento perder el techo de la cabina en pleno vuelo?
El 28 de abril de 1988, el Boeing 737-297 N73711 de Aloha Airlines (vuelo 243, de Hilo a Honolulu) sufrió una descompresión explosiva al nivelar a 24 000 pies: se desprendió una sección de unos 5.5 m de la parte superior del fuselaje, entre la cabina de vuelo y el borde de ataque del ala. Murió una tripulante de cabina; la tripulación aterrizó en Maui. El avión tenía 19 años y 89 680 ciclos de vuelo, una cifra altísima por los saltos cortos entre islas en un ambiente marino. La NTSB (informe AAR-89/03) atribuyó el accidente a que el programa de mantenimiento no detectó el desencolado y el daño por fatiga en la junta solapada del larguerillo S-10L: grietas múltiples nacidas en la fila superior de remaches, agravadas por la corrosión, que se unieron hasta que la piel ya no tuvo caminos alternativos de carga.
En la sesión 1 elegiste materiales con propiedades de corta duración, y en MAI viste la ley de Paris, la curva S-N y los tipos de corrosión como conceptos. Hoy los conviertes en herramientas de diseño: cuántos ciclos tarda una grieta en volverse crítica, cada cuánto inspeccionar, cuánto resta la corrosión y cuántas horas aguanta un álabe. Todo con una idea: una velocidad de daño que se integra a lo largo del servicio.
Contenido teórico
2.1 Mecanismos de corrosión en entornos aeroespaciales
La corrosión es electroquímica: una zona anódica se disuelve, una catódica consume oxígeno, y un electrolito (condensación, agua salada) cierra el circuito. Importa dónde se concentra: una pérdida uniforme se calcula; un ataque localizado crea entallas y grietas.
Mecanismo
Qué ocurre
Material y lugar típicos
Defensa de diseño
Galvánica
El metal más anódico se disuelve al tocar otro más noble con electrolito
Aluminio unido a CFRP o acero
Aislar (sellante, fibra de vidrio), titanio en uniones con CFRP
Picadura
El cloruro rompe localmente la capa pasiva y abre cavidades profundas
Al 2xxx en sentinas y juntas
Alclad, anodizado, inhibidores, drenaje
Intergranular y exfoliación
Ataque de los bordes de grano empobrecidos; en granos alargados levanta láminas
Al 7075-T6 y 2024 en placas y extrusiones
Temples T73/T76, sellado de bordes
Bajo tensión (SCC)
Grietas ramificadas con tensión sostenida muy por debajo de σy
Al 7075-T6 en dirección transversal corta; Ti con alto Al
Temple y orientación, limitar tensiones residuales, K_ISCC
La SCC necesita tres cosas a la vez: un material susceptible, una tensión de tracción sostenida (a menudo residual, de un ajuste a presión o de un mecanizado) y un medio agresivo. Se caracteriza con un umbral KISCC: si el factor de intensidad de tensiones de una grieta preexistente está por debajo, no crece por SCC.
Caso: SCC en Ti-8Al-1Mo-1V. Esta aleación casi-α, con un 8 % de aluminio, fue en los años sesenta candidata para el revestimiento y los compresores del transporte supersónico estadounidense, que volaría con la piel a unos 300 °C contaminada de sal marina. Los ensayos de NASA demostraron SCC por sal caliente: probetas con NaCl y cargadas se agrietaban en horas a unos 340 °C, fragilizadas por el hidrógeno que libera la propia corrosión. En la clasificación de NASA Lewis por umbral a 100 h, el Ti-8Al-1Mo-1V fue más susceptible que el Ti-6Al-4V y el Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo. Su alto aluminio favorece el orden de corto alcance (Ti3Al) que concentra el deslizamiento en bandas planas: la cadena estructura → propiedad → desempeño en sentido negativo. Desde entonces, los titanios de servicio caliente limitan el aluminio equivalente y se ensayan en sal.
Entornos extremos. La sal (operación insular como la de Aloha) multiplica la picadura y la corrosión de rendija en juntas. El ozono y la radiación UV atacan a los polímeros: sellantes, elastómeros, matrices y pinturas se agrietan y dejan de proteger al metal. En órbita baja, el oxígeno atómico (sesión 6).
2.2 Fatiga y fractura: de la grieta a la inspección
La curva S-N (MAI) sirve para piezas sin defectos. La filosofía de tolerancia al daño asume lo contrario: toda pieza tiene una grieta inicial del tamaño que la inspección no puede garantizar que no existe, y el diseño demuestra que esa grieta no llega a crítica antes de ser detectada. Las tres ecuaciones que lo sostienen se presentan sin derivación:
KI=Yσπa,ac=π1(YσmaxKIC)2,dNda=C(ΔK)m
Significado físico y efecto en la selección.KI mide la intensidad del campo de tensiones en la punta de la grieta; KIC es la tenacidad del material, el valor de KI al que la grieta se propaga de forma inestable. La grieta crítica crece con el cuadrado de KIC/σ: duplicar la tenacidad cuadruplica el tamaño tolerable, y por eso en el fuselaje presurizado se elige un 2xxx tenaz y no el 7xxx más resistente. La ley de Paris dice que la velocidad depende de una potencia alta de ΔK (m≈3–4 en aluminio): pequeños aumentos de tensión cuestan mucha vida.
Integrando la ley de Paris con Y constante entre la grieta inicial y la crítica se obtiene la vida en ciclos; tampoco hace falta derivarla, solo entenderla:
N=(1−2m)C(YΔσπ)mac1−m/2−a01−m/2
Significado físico. Casi toda la vida se consume con la grieta pequeña: domina el término de a0. Por eso la limpieza del material y detectar grietas pequeñas valen más que unos MPa√m extra de tenacidad. El intervalo de inspección da al menos dos oportunidades de detección entre el tamaño detectable adet y el crítico: ΔNinsp=N(adet→ac)/2.
Ejemplo con los números del laboratorio (escenario «Aloha 243 · piel 2024-T3 en aire»). La presurización carga la piel con la tensión circunferencial de un cilindro de pared delgada, con Δp = 7.5 psi = 0.0517 MPa, radio de 1880 mm y piel de 0.9 mm:
σ=tΔpR=0.90.0517×1880≈108MPa
Con KIC=34 MPa√m e Y=1.12, la grieta crítica es ac=(1/π)(34/(1.12×108))2≈25.1 mm. Con C=10−11 m/ciclo y m=3.3, una grieta de 1 mm tarda 243 840 ciclos en llegar a crítica según la integral cerrada; la integración numérica del laboratorio da 244 243 (+0.17 %). Si la inspección detecta grietas de 5 mm, la ventana es de unos 63 500 ciclos y el intervalo, con dos oportunidades, de 31 766 ciclos: unos 2400 días al ritmo de Aloha (≈ 13 ciclos diarios).
Zona plástica y espesor. Delante de la grieta el material plastifica en una zona de tamaño rp≈2π1(KI/σy)2. Para el 2024-T3 a KI=34 MPa√m, rp≈1.5 mm, mayor que el espesor de 0.9 mm de la piel: la chapa trabaja en tensión plana y su tenacidad efectiva es mayor que la KIC de deformación plana. Usar KIC es, por tanto, conservador; lo que sí no es conservador es suponer una sola grieta.
Fatiga térmica en motores. En camisas de combustor, álabes y toberas el ciclo de carga es térmico: cada arranque calienta la superficie antes que el interior y la dilatación impedida produce tensiones del orden de EαΔT. Con E≈200 GPa, α≈15×10−6 K⁻¹ y 300 K de diferencia se alcanzan unos 900 MPa: la pieza plastifica en cada ciclo y la vida se mide en miles, no en millones, de arranques.
2.3 Fluencia (creep): cuando el tiempo deforma
Por encima de unas cuatro décimas de la temperatura de fusión, un metal cargado se sigue deformando con el tiempo. Hay dos familias de mecanismos: por difusión (los átomos migran por el grano o por sus bordes; domina a tensión baja y grano fino, con velocidad casi proporcional a σ) y por dislocaciones (trepan sobre los obstáculos ayudadas por la difusión; domina a tensión alta, con velocidad proporcional a σn, n entre 3 y 8). Los mapas de mecanismos de deformación de Frost y Ashby muestran en el plano tensión–temperatura homóloga cuál domina; un álabe vive en la región de dislocaciones.
La curva deformación–tiempo tiene tres etapas: primaria (la velocidad baja mientras el material se endurece), secundaria (endurecimiento y recuperación se equilibran; la de diseño) y terciaria (cavidades en bordes de grano y rotura). Tres relaciones gobiernan el diseño:
ε˙ss=Aσne−Q/RT,ε˙sstr≈CMG,LMP=T(C+log10tr)
Significado físico y efecto en la selección. La ley de Norton dice que la velocidad es muy sensible a la tensión (exponente n) y exponencialmente sensible a la temperatura (energía de activación Q). Monkman-Grant liga la velocidad mínima con la vida a rotura. El parámetro de Larson-Miller, con C≈20 para muchas aleaciones (temperatura en K y tiempo en horas), reúne en una sola curva maestra ensayos cortos y calientes y servicios largos y templados; es la herramienta con la que se comparan materiales para álabes y discos.
Caso: álabe de turbina. En el escenario «Álabe HPT sin TBC» del laboratorio, con 200 MPa y el metal a 1000 °C, la vida a rotura es de 300 h (calibración ilustrativa de una superaleación de álabe) y el LMP vale 1273×(20+log10300)≈28617. Con Q=450 kJ/mol, bajar el metal 100 K multiplica la vida por 37.5: unas 11 244 h. Esa sensibilidad es la razón de que el diseño de álabes se libre grado a grado: refrigeración interna, recubrimientos y, en la sesión 5, monocristales sin bordes de grano que eliminan la fluencia por difusión en ellos.
2.4 Protección y recubrimientos
Un recubrimiento separa el material del entorno que lo degrada; se elige según lo que se combate: calor, oxidación, corrosión o desgaste.
Recubrimiento
Proceso
Protege de
Espesor típico
Dónde
TBC de 7YSZ (ZrO₂ con 7 % Y₂O₃)
EB-PVD (columnar) o plasma (APS)
Calor: baja la T del metal
100–300 µm
Álabes, toberas y combustor
Capa de anclaje MCrAlY o aluminuro de Pt
Plasma, HVOF o difusión
Oxidación; forma alúmina protectora
25–100 µm
Bajo la TBC
Aluminizado por difusión (NiAl)
Cementación en caja o CVD
Oxidación y corrosión en caliente
25–75 µm
Álabes de turbina sin TBC
Anodizado (sulfúrico, bórico-sulfúrico)
Electrolítico
Corrosión del aluminio; base de pintura
2–25 µm
Revestimientos y piezas de Al
Carburo WC-Co por HVOF
Proyección térmica de alta velocidad
Desgaste y corrosión
75–250 µm
Vástagos de tren de aterrizaje (sustituto del cromo duro)
Plasma (APS)
Proyección térmica
Calor, desgaste, abrasión controlada
100–500 µm
TBC de combustor, recubrimientos abrasibles
La TBC es una cerámica de baja conductividad (del orden de 1–2 W/m·K para el 7YSZ) sobre una capa metálica de anclaje que se oxida lentamente formando una película de alúmina. El salto de temperatura a través de ella, con un flujo de calor q que la atraviesa, se estima como el de una resistencia térmica:
ΔTTBC=kqe
Significado físico y efecto en la selección. Con q=1.2 MW/m², e=125 µm y k=1.5 W/m·K, ΔT=1.2×106×125×10−6/1.5=100 K. Más espesor protege más, pero pesa en un álabe que gira y se desconcha antes; la conductividad importa tanto como el espesor. La composición 6–8 % de itria la identificó Stecura en NASA Lewis en 1978 por su fase tetragonal metaestable t′, inusualmente tenaz; NASA sitúa su límite en torno a 1200–1300 °C de superficie, por la sinterización que eleva su conductividad.
Caso: TBC de YSZ en la turbina del motor del B737. Los álabes y toberas de la turbina de alta del CFM56-7B, motor del 737 Next Generation, combinan refrigeración interna con aluminizado de difusión y, en las zonas más calientes, circona estabilizada con itria; el reparto exacto por pieza es dato del fabricante, así que se usa como caso representativo (aproximado). En «Álabe HPT con TBC de YSZ (125 µm)» la vida pasa de 300 a 11 244 h y se cumplen las 10 000 h requeridas.
Una grieta de fatiga en la piel de Al 2024-T3 crece según Paris con m = 3.3. Si el entorno corrosivo multiplica la constante C por 3, ¿qué le pasa a la vida en ciclos?
Taller
Análisis de caso de falla estructural por fatiga-corrosión (20 minutos, en equipos). Reconstruiréis el accidente de Aloha 243 como lo haría un ingeniero de tolerancia al daño.
Carga. Calcula la tensión circunferencial de la piel con Δp = 0.0517 MPa, R = 1880 mm y t = 0.9 mm.
Mecanismo. Ordena la cadena de hechos: desencolado de la junta solapada en frío, transferencia de la carga a los remaches, filo de cuchillo del avellanado, grietas múltiples en la fila superior (MSD), corrosión de rendija en la junta y unión de grietas.
Grieta crítica y vida. Con K_IC = 34 MPa√m e Y = 1.12, calcula a_c y la vida desde 1 mm en aire y con la constante C triplicada por la corrosión.
Inspección. Con una grieta detectable de 5 mm, calcula el intervalo de inspección con dos oportunidades de detección y conviértelo a días a 13 ciclos diarios.
Diagrama de degradación. Dibuja el diagrama de mecanismos (entorno → mecanismo → daño → falla) y marca dónde actúa cada protección de 2.4.
Preguntas guía. ¿Por qué una sola grieta de 25 mm es tolerable pero diez grietas de 3 mm alineadas no lo son? ¿Qué parte de la culpa es del material, cuál del diseño de la junta y cuál del programa de inspección? ¿Qué habría cambiado con un intervalo calculado con la corrosión incluida?
Comprueba en el laboratorio. En «Aloha 243 · piel 2024-T3 en aire» lee la grieta crítica (25.1 mm) y los ciclos numérico frente a analítico (244 243 frente a 243 840). Cambia a «Aloha 243 · corrosión de rendija (C×3)»: la vida cae a 81 414 ciclos, del orden de los 89 680 del avión real, y el intervalo a 10 589 ciclos (unos 815 días). Pasa a «MSD en la fila de remaches»: con Y = 1.4 la grieta crítica baja a 16.1 mm y la vida a unos 37 000 ciclos. Mueve Grieta detectable de 5 a 2 mm y mira crecer la ventana. En fluencia, compara «Álabe HPT sin TBC» y «con TBC»: la lectura de Larson-Miller (24 722 h frente a 11 244 h de Norton) muestra cuánto puede errar una extrapolación con C = 20.
Síntesis y puente
La regla de hoy: la vida de un componente es la integral de una velocidad de daño que depende de la estructura (tenacidad, precipitados, bordes de grano), de la tensión y del entorno. La corrosión rara vez rompe sola: acelera la fatiga, crea entallas o abre grietas de SCC. La temperatura convierte la carga sostenida en fluencia, y los recubrimientos compran vida bajando la temperatura o aislando del entorno.
Preguntas de reflexión. ¿Qué estructura microscópica explica que el 2024-T3 sea preferible al 7075-T6 en un fuselaje presurizado? ¿Por qué una TBC no sirve de nada si la capa de anclaje se oxida? ¿Qué parte de la ley de Norton atacarías para duplicar la vida de un álabe sin cambiar la temperatura?
Puente con la sesión 3. Las superaleaciones están muy cerca de su techo: la TBC solo aísla y la refrigeración cuesta aire, es decir, eficiencia. La siguiente sesión presenta los cerámicos y los compuestos de matriz cerámica (CMC), que soportan 200 °C más que el metal pero tienen que resolver un problema que hoy has visto en pequeño: su tenacidad.
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Fuentes
Temario oficial de MAII (M. en C. Alan Rosas Palacios, UNII), §7 sesión 2: subtemas, casos (Aloha 243, SCC en Ti-8Al-1Mo-1V, TBC de YSZ en el B737) y actividad.
National Transportation Safety Board, Aircraft Accident Report: Aloha Airlines Flight 243, Boeing 737-200, N73711, near Maui, Hawaii, April 28, 1988, NTSB/AAR-89/03 (14 de junio de 1989): causa probable, junta solapada S-10L, desencolado, grietas múltiples por fatiga y 89 680 ciclos. La longitud de unos 5.5 m (18 ft) de la sección perdida procede de resúmenes del informe.
Anderson, T. L., Fracture Mechanics: Fundamentals and Applications (4.ª ed.), CRC Press: K_I, K_IC, zona plástica, tensión plana frente a deformación plana y ley de Paris.
Constantes de Paris del laboratorio (C = 10⁻¹¹ m/ciclo, m = 3.3): ajuste aproximado a la banda típica de chapa 2024-T3 a R ≈ 0.1 en aire. Los ajustes publicados varían mucho con el espesor, R y el entorno; por ejemplo, Salmi et al., Frattura ed Integrità Strutturale 50 (2019), dan m = 3.28 para chapa de 2.29 mm y m = 4.22 para 6.35 mm. K_IC = 34 MPa√m es el valor típico de deformación plana del 2024-T351 (ASM), conservador para chapa fina.
H. R. Gray, NASA Lewis Research Center, estudios de susceptibilidad relativa de aleaciones de titanio a la SCC por sal caliente (NASA NTRS, 1969–1972): clasificación por umbral a 100 h (Ti-6242 < Ti-6Al-4V < Ti-8Al-1Mo-1V) y papel del hidrógeno. NASA Langley, notas técnicas sobre el uso de aleaciones Ti-Al en aviones supersónicos de hasta 300 °C contaminados con sal marina. Las temperaturas de ensayo citadas son aproximadas.
Miller, R. A., Thermal Barrier Coatings for Aircraft Engines: History and Directions, NASA Lewis (NTRS 19950019701); Miller y Zhu, NASA Tech Brief (2005): límite del YSZ en torno a 1200–1300 °C y aumento de conductividad por sinterización. La k ≈ 1.5 W/m·K y el ΔT ≈ 100 K del laboratorio son valores de orden de magnitud.
Larson, F. R. y Miller, J., «A Time-Temperature Relationship for Rupture and Creep Stresses», Trans. ASME 74 (1952): parámetro LMP con C ≈ 20. La calibración de Norton del laboratorio (300 h a 200 MPa y 1000 °C, n = 5, Q = 450 kJ/mol) es ilustrativa.
Frost, H. J. y Ashby, M. F., Deformation-Mechanism Maps, Pergamon (1982): mecanismos de fluencia por difusión y por dislocaciones.
CFM International, documentación pública del CFM56-7B: motor del Boeing 737 NG con turbina de alta refrigerada y recubierta. El sistema de recubrimiento concreto por etapa no es público; el caso se trata como representativo (aproximado).
Ashby, M. F. y Jones, D. R. H., Engineering Materials 1 (4.ª ed.): corrosión galvánica, picadura y protección por anodizado y alclad.