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Pregunta detonadora. Si un cerámico se rompe como un plato cuando lo golpeas, ¿por qué hoy vuelan miles de motores con anillos de cerámico en la turbina de alta presión, justo donde el gas supera los 1400 °C?
En Materiales Aeroespaciales I viste que el enlace iónico-covalente da a los cerámicos rigidez, refractariedad y baja densidad, pero también una tenacidad de fractura de 3–5 MPa√m frente a 30–100 MPa√m de los metales. En la sesión 2 añadiste la herramienta para cuantificar ese defecto: la mecánica de fractura y la grieta crítica. Esta sesión responde a la pregunta con la cadena estructura → propiedad → desempeño: si cambiamos la estructura (fibras cerámicas dentro de una matriz cerámica, separadas por una interfase débil), la propiedad que cambia es la tolerancia al daño, y el desempeño que se gana es poder trabajar unos 200 °C más caliente que una superaleación con un tercio de su densidad.
Caso motivador. En 2016 entró en servicio el CFM LEAP-1A en el Airbus A320neo, y en 2017 el LEAP-1B en el Boeing 737 MAX. Ambos llevan, en la primera etapa de la turbina de alta presión (HPT), cubiertas (shrouds) de SiC/SiC: el anillo estático que rodea las puntas de los álabes, 18 segmentos por motor. Fue la primera pieza de CMC en la zona caliente de un motor comercial, y GE la fabrica en serie desde entonces.
Contenido teórico
3.1 Cerámicos estructurales: alúmina, circona, nitruro y carburo de silicio
Los cuatro cerámicos estructurales de ingeniería comparten tres virtudes (alto módulo, baja densidad, estabilidad a alta temperatura) y un defecto: rompen sin deformación plástica. Lo que los distingue es cuánto aguantan, cuánto dispersa su resistencia y hasta qué temperatura la conservan.
Cerámico
ρ (g/cm³)
E (GPa)
σ flexión (MPa)
m de Weibull
K_IC (MPa√m)
T de uso en aire
Alúmina Al₂O₃ (99.5 %)
3.95
370
≈ 350
≈ 10
3.5–4
≈ 1400 °C
Circona Y-TZP
6.05
205
≈ 900
15–20
6–10
≈ 900 °C (pierde la transformación)
Nitruro de silicio Si₃N₄
3.2
310
≈ 800
12–15
5–7
≈ 1300 °C
Carburo de silicio SiC sinterizado
3.15
410
≈ 450
≈ 10
3–4
≈ 1600 °C
Valores típicos de referencia (Ashby y Jones; Chawla; NIST Structural Ceramics Database); dependen mucho del proceso y del ensayo.
La circona y el nitruro de silicio son los «tenaces» del grupo por razones de microestructura. En la circona parcialmente estabilizada, los granos tetragonales que rodean la punta de una grieta se transforman a monoclínicos y se expanden alrededor de un 4 % en volumen: la grieta queda comprimida (tenacidad por transformación). En el Si₃N₄ los granos crecen alargados y actúan como fibras cortas que puentean la grieta. El SiC es el más refractario, pero también el más frágil.
Para el diseñador la consecuencia práctica está en dos ecuaciones. La primera, de la sesión 2, da el tamaño de defecto que basta para romper la pieza:
ac=π1(YσKIC)2
Con SiC (KIC=3.5 MPa√m, Y=1) a 150 MPa, ac≈173 µm; con alúmina a 250 MPa, unos 81 µm. Son poros de sinterizado o rayas de rectificado: no se pueden inspeccionar todos. Por eso la resistencia de un cerámico es una distribución estadística, la de Weibull:
Pf=1−exp[−V0V(σ0σ)m]
donde σ0 es la resistencia característica medida en probetas de volumen V0 y m el módulo de Weibull: cuanto mayor, menos dispersión. Con alúmina (σ0=350 MPa, m=10) a 250 MPa, Pf=3.4 %. Si la pieza tiene diez veces el volumen de la probeta, sube al 29 %; con cien veces, al 97 %. Es el efecto de tamaño: una pieza grande contiene, con más probabilidad, un defecto grande. Un ingeniero de metales diseña con un límite elástico; uno de cerámicos diseña con una probabilidad de falla admisible.
Caso: rodamientos de Si₃N₄ en turbobombas. Las turbobombas de oxígeno de alta presión alternativas (ATD) de Pratt & Whitney para el motor principal del transbordador (SSME), en servicio desde los años noventa, adoptaron rodamientos híbridos con bolas de nitruro de silicio: más ligeras, más duras y sin soldadura en frío con las pistas de acero en oxígeno líquido. El cerámico trabaja en compresión de contacto, donde sus defectos no se abren.
3.2 CMC: estructura, mecanismos de refuerzo y tolerancia al daño
Un composite de matriz cerámica no busca un cerámico más resistente, sino uno que no rompa de golpe. La paradoja es que la matriz se agrieta igual que un monolito; la diferencia está en lo que ocurre después, y depende de una capa de décimas de micra: la interfase entre fibra y matriz (nitruro de boro o carbono pirolítico).
La curva tensión–deformación del CMC tiene tres tramos: lineal hasta el límite proporcionalσpl (aparece la primera fisura de matriz), un tramo de menor pendiente en el que las fibras cargan mientras la matriz se llena de fisuras paralelas, y una cola de pull-out tras la resistencia última. El modelo clásico ACK (Aveston, Cooper y Kelly) indica que la tensión de agrietamiento de la matriz crece con la resistencia de la interfase τ de forma suave:
σpl∝(τVf2Ef)1/3
De ahí el compromiso: una interfase demasiado débil baja σpl; una demasiado fuerte impide que la grieta se desvíe y el CMC vuelve a ser frágil.
Sistema
Fibra / matriz / interfase
ρ (g/cm³)
σ_pl / σ_u (MPa)
T de uso
Punto débil
SiC/SiC
Hi-Nicalon S / SiC + Si / BN
≈ 2.75
≈ 170 / 340
≈ 1300 °C con EBC
vapor de agua: necesita barrera ambiental
C/SiC
carbono / SiC / carbono pirolítico
≈ 2.1
≈ 80 / 330
> 1600 °C en usos cortos
la fibra de carbono se oxida desde 450 °C
Óxido/óxido
Nextel 720 / alúmina porosa / matriz débil
≈ 2.7
≈ 120 / 180
≈ 1000–1100 °C
fluencia de la fibra; menor resistencia
Valores típicos de referencia (Chawla; NASA Glenn; AFIT); σ_pl y σ_u a temperatura ambiente.
En el laboratorio, con el escenario «SiC/SiC (LEAP-1B)», la energía absorbida por unidad de volumen hasta la rotura es de unos 1930 kJ/m³ en el CMC frente a 224 kJ/m³ en el SiC monolítico: casi nueve veces más, con una deformación a rotura de alrededor del 0.4 %. Si se sube la resistencia de la interfase a 80 MPa, la energía cae a 206 kJ/m³: el mismo material, con otra interfase, se comporta como el monolito. Esa es la cadena estructura → propiedad → desempeño en una sola lectura.
3.3 Procesamiento: CVI, PIP, MI y sinterizado a presión
Fabricar un CMC es infiltrar una matriz cerámica dentro de una preforma de fibras sin dañarlas, y cada ruta deja una microestructura distinta.
Proceso
Cómo se forma la matriz
Ciclo típico
Porosidad residual
Consecuencia
CVI (infiltración química en fase vapor)
un gas (metiltriclorosilano) deposita SiC sobre las fibras a ≈ 1000 °C
semanas
10–15 %
matriz pura y estable; lento y caro
PIP (pirólisis de precursor polimérico)
se impregna un policarbosilano y se piroliza a 1000–1200 °C
6–10 ciclos
5–10 %
piezas grandes y complejas; contracción en cada ciclo
MI (infiltración en fundido)
silicio líquido (≈ 1420 °C) reacciona con carbono y rellena poros
horas
< 3 %
matriz densa y conductora; el Si libre limita la T a ≈ 1350 °C
Sinterizado a presión
polvo con o sin fibras, prensado en caliente
horas
< 5 %
monolitos y óxido/óxido; difícil con fibras largas
El temario menciona también el «moldeo por inyección»: en la práctica de los CMC es la etapa de preformado (inyección de una barbotina o de un preimpregnado en un molde) que precede a la infiltración en fundido. GE fabrica sus piezas por la ruta prepreg-MI: cinta de fibra Hi-Nicalon S recubierta por CVD con BN, apilada como un laminado, pirolizada y finalmente infiltrada con silicio. Safran y ArianeGroup usan CVI para sus C/SiC y SiC/SiC de toberas, y la ruta LSI (infiltración de silicio líquido, pariente de la MI) del DLR produce C/C-SiC para frenos y estructuras calientes. Antes de volar, la pieza de SiC/SiC recibe una barrera ambiental (EBC) de silicatos de tierras raras: en el gas de combustión, rico en vapor de agua, la sílice protectora del SiC se volatiliza.
3.4 Aplicaciones aeroespaciales
SiC/SiC en el LEAP-1A y LEAP-1B (CFM International). La cubierta de la etapa 1 de la HPT trabaja expuesta al gas más caliente; GE le atribuye capacidad para trabajar a unos 1315 °C (2400 °F). En la superaleación monocristal que sustituye, el metal no puede pasar de unos 1100 °C, de modo que necesita mucho aire del compresor para refrigerarse. La efectividad de refrigeración que pide cada material es:
ε=Tg−TcTg−Tm,m∗≈1−εε
con Tg la temperatura del gas, Tm la admisible del material, Tc la del aire de refrigeración y m∗ un parámetro de flujo de refrigerante. Con gas a 1450 °C y aire a 700 °C, el metal pide ε=0.467 (m∗=0.875) y el CMC solo 0.200 (m∗=0.25): un 71 % menos de aire en esa pieza, que es una cota superior porque sigue habiendo aire de purga y de sellado. GE cita para sus CMC una reducción del orden del 20 % del aire de refrigeración a nivel de componente y un tercio de la densidad; aplicado a la turbina entera, cada punto de aire que no se roba al ciclo es combustible ahorrado. En masa, aunque la pared de CMC sea 1.5 veces más gruesa, la pieza pesa un 53 % menos (2.75 frente a 8.7 g/cm³). El GE9X del Boeing 777X lleva la idea más lejos: camisas interior y exterior de la cámara de combustión, toberas (nozzles) de las etapas 1 y 2 de la HPT y cubiertas de la etapa 1, todas en CMC.
Carbono-carbono y C/SiC en las toberas de Vega (Avio, ArianeGroup). El temario cita el C/SiC en la tobera de Vega. Lo que documentan ESA y los fabricantes es una familia de compuestos de matriz de carbono y cerámica: las gargantas de las toberas de los motores sólidos P80, Zefiro 23 y Zefiro 9 son insertos de carbono-carbono (C/C) fabricados por ArianeGroup, rodeados de aislantes de carbono-fenólico, y el C/SiC se emplea en las extensiones de tobera refrigeradas por radiación de etapas superiores (la extensión del motor M10 de Vega-E se diseña en compuesto de matriz cerámica). El caso aleccionador es la falla del vuelo VV22 de Vega-C (diciembre de 2022): la comisión de investigación la atribuyó a una erosión termomecánica anómala del inserto de C/C de la garganta del Zefiro 40, de un proveedor distinto. Cambiar de proveedor de un compuesto, aun con la «misma» designación, cambia su microestructura y su comportamiento: es la cadena estructura → propiedad → desempeño con consecuencias de lanzador perdido.
Óxido/óxido en escapes y conductos de alta velocidad. El óxido/óxido no se oxida porque ya es óxido, es barato y se procesa a baja temperatura, pero se queda en unos 1000–1100 °C. Boeing ensayó en vuelo, en el 787 ecoDemonstrator con motores Rolls-Royce Trent 1000, una tobera de escape de óxido/óxido, la mayor estructura de este tipo hasta entonces. En vehículos con estatorreactor supersónico (scramjet) se estudia para conductos, carenados y paneles de las zonas menos calientes, mientras que las paredes de la cámara recurren a C/SiC o SiC/SiC refrigerados. Los flaps del demostrador X-38 de la NASA y la ESA, en C/SiC, son otro ejemplo de estructura caliente de reentrada en CMC.
Un SiC/SiC con interfase de BN se fabrica por error con una interfase que une fuertemente fibra y matriz. ¿Qué esperas en el ensayo de tracción?
Taller
Videoconferencia: CMC frente a superaleaciones en la turbina de alta presión (20 min, equipos de 3).
Roles. Un integrante defiende la superaleación monocristal con TBC, otro el SiC/SiC y el tercero modera y registra los números.
Línea base. Abran el laboratorio en el escenario «SiC/SiC (LEAP-1B)». Anoten la grieta crítica del monolito, el estado del CMC a 150 MPa, el ΔT admisible, el ahorro de masa y el de aire.
Tolerancia al daño. Suban la resistencia de la interfase de 10 a 80 MPa. ¿Qué pasa con la curva, la insignia y la energía absorbida? ¿Qué propiedad de procesamiento controla esa interfase?
Estadística. Cambien a «Alúmina monolítica» y, en los ajustes avanzados, lleven V/V₀ de 1 a 100. Comparen la lectura de probetas rotas medida con la teórica.
Límites. En «SiC/SiC (LEAP-1B)» lleven la temperatura del gas a 1250 °C y luego a 1700 °C. ¿Cuándo deja de ser decisivo el argumento térmico y cuándo ninguno de los dos materiales se libra de refrigerar?
Debate (8 min). Cada defensor da su mejor argumento con un número del laboratorio y uno de una fuente.
Preguntas guía. ¿Por qué el CMC se diseña por debajo de σpl aunque aguante hasta σu? ¿Qué inspección haríais a una cubierta de CMC que no haríais a una metálica? ¿Qué coste tiene una pieza fabricada por CVI en semanas frente a una fundición a la cera perdida?
Comprueba en el laboratorio. En el escenario por defecto, la curva del CMC sigue lineal hasta σpl=170 MPa y la línea de 150 MPa queda por debajo: la lectura «CMC a la tensión aplicada» marca «elástico». Mueve el deslizador Tensión aplicada hasta 250 MPa: la lectura pasa a «matriz agrietada, fibras cargan», y en el monolito aparece la primera cruz roja: 1 de las 30 probetas de SiC rompe por debajo de esa tensión. Con Resistencia de la interfase τ en 80 MPa la cola de pull-out desaparece.
Síntesis y puente
Lo que te llevas: un cerámico monolítico se diseña con probabilidad de falla y efecto de tamaño; un CMC se diseña con su límite proporcional y su interfase; y la ganancia frente a la superaleación se mide en grados, en kilos y en aire de refrigeración.
Preguntas de reflexión. ¿Por qué el primer CMC comercial fue una pieza estática (cubierta) y no un álabe giratorio? Si el óxido/óxido no supera a la superaleación en temperatura, ¿qué argumento lo justifica en un escape? ¿Qué tienen en común la falla del VV22 y la exigencia de calificar cada lote de material?
Puente con la sesión 4. La idea de «fibras fuertes en una matriz que las protege» es la misma en los compuestos de matriz polimérica, pero con los papeles cambiados: en el CFRP la matriz es blanda y la fibra lo carga todo, y el reto pasa a ser orientar las fibras. Eso es lo que harás con la teoría de laminados.
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Laboratorio
El laboratorio CMC: tolerancia al daño compara las curvas tensión–deformación de un cerámico monolítico (con la dispersión de Weibull de 30 probetas), un CMC y una superaleación, y calcula lo que se gana en temperatura, masa y aire de refrigeración al cambiar el metal por el CMC.
Fuentes
Chawla, K. K. Ceramic Matrix Composites (2.ª ed.). Springer. Mecanismos de refuerzo, interfase, modelo ACK, rutas CVI, PIP y MI; propiedades típicas de SiC/SiC, C/SiC y óxido/óxido.
Ashby, M. F., y Jones, D. R. H. Engineering Materials 2 (4.ª ed.). Butterworth-Heinemann. Estadística de Weibull, efecto de tamaño y propiedades de alúmina, circona, Si₃N₄ y SiC.
Anderson, T. L. Fracture Mechanics (4.ª ed.). CRC Press. Grieta crítica y tenacidad de fractura.
NIST Structural Ceramics Database (srdata.nist.gov). Tenacidad de Y-TZP (≈ 4.7–5.5 MPa√m en SEVNB) y módulo de Weibull de Si₃N₄ (≈ 11.5); los valores de la tabla son típicos y varían con el proceso.
GE Aerospace y CFM International, comunicados y premio ACerS a GE: cubiertas de la etapa 1 de la HPT del LEAP en SiC/SiC con fibra recubierta de BN, 18 por motor, certificación FAA/EASA en 2016, capacidad del orden de 2400 °F; CMC con un tercio de la densidad del metal y alrededor de un 20 % menos de aire de refrigeración (cifra del fabricante, aproximada).
CompositesWorld, «GE tests ceramic matrix composites for new GE9X engine»: camisas de combustor, toberas de las etapas 1 y 2 y cubiertas de la etapa 1 de la HPT en CMC.
Luthra, K. L., y Corman, G. S., Melt Infiltrated (MI) SiC/SiC Composites for Gas Turbine Applications (GE Global Research; OSTI 936318): ruta prepreg-MI con Hi-Nicalon S.
NASA NTRS, Extreme-Temperature Carbon- and Ceramic-Matrix Composite Nozzle Extensions for Liquid Rocket Engines (20190033315): C/C y C/SiC en extensiones de tobera y su límite de temperatura.
ESA, «Vega-C Zefiro40 Test: Independent Enquiry Commission announces conclusions» (2023) y comunicados sobre VV22: inserto de garganta de C/C; ESA «Vega launcher» y «First Vega P80 nozzle delivered» (toberas de los motores sólidos, Snecma Propulsion Solide, hoy ArianeGroup). Avio, IAC-24 C2.1.2: extensión de tobera en compuesto de matriz cerámica del M10 de Vega-E. Desviación declarada: las fuentes públicas no muestran C/SiC en las toberas de los motores sólidos de Vega; el caso se presenta como la familia C/C–C/SiC.
CompositesWorld, «Boeing flight tests CMC engine nozzle»: tobera de escape de óxido/óxido en el 787 ecoDemonstrator (Trent 1000). AFIT/DTIC, ensayos de Nextel 720/alúmina en ambiente de combustión (≈ 1200 °C en superficie). El uso de óxido/óxido en scramjets se presenta como línea de investigación.
Brewer, W. D., et al. Materials for Aerospace Applications, NASA NTRS: contexto de cerámicos para turbinas y estructuras calientes.
Laboratorio: CMC: tolerancia al daño frente a cerámico y superaleación