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Pregunta detonadora. La turbina de alta presión de un GE9X recibe gas a unos 1700 °C. El álabe que gira en ese chorro es una superaleación de níquel que empieza a fundir hacia 1320–1350 °C. ¿Por qué no se funde, y qué tendría que cambiar para subir otros 100 °C?
En MAI viste el recorrido térmico de un turbofán, Larson-Miller y la barrera térmica; en este curso, la fluencia (sesión 2) y los CMC (sesión 3). Hoy los juntamos y añadimos el motor cohete, líquido y sólido, con una pregunta común: qué material limita la temperatura de cada sección.
El hilo conductor es la cadena estructura → propiedad → desempeño. En un álabe de turbina, la estructura es un monocristal sin bordes de grano con 70 % de precipitados γ′; la propiedad, una resistencia a fluencia que se mantiene por encima de 1000 °C de metal; el desempeño, una TIT más alta, menos aire de refrigeración robado al ciclo y menos combustible quemado. En una cámara de cohete, la estructura es una aleación de cobre endurecida por dispersión; la propiedad, una conductividad térmica de unos 300 W/m·K; el desempeño, una pared que sobrevive a flujos de calor de decenas de MW/m².
Caso motivador. El GE9X del Boeing 777X tiene una relación de compresión global de 60:1, con un compresor de alta de 27:1 (cifras de GE Aerospace), la más alta de un motor comercial. Esa relación sube la eficiencia, pero también calienta el aire con el que se refrigera la turbina: el problema de materiales empeora por los dos lados.
Contenido teórico
5.1 Entorno de propulsión: el mapa térmico del turbofán
El aire entra al fan a unos 15 °C, se calienta al comprimirse, se quema en la cámara hasta la temperatura de entrada a turbina (TIT) y se enfría al ceder trabajo en las turbinas. La temperatura a la salida del compresor depende solo de la relación de compresión:
T3=T2OPR(γ−1)/(γηp)
Con T2=288 K, γ=1.4, rendimiento politrópico ηp=0.90 y OPR 60, el exponente vale 0.3175 y T3≈288×600.3175≈1057 K (unos 784 °C). GE publica 1475 °F (≈ 1075 K) a la entrada de la cámara del GE9X: la ecuación acierta en un 2 %. Consecuencia: la última etapa del compresor supera lo que aguanta el Inconel 718 (≈ 650 °C) y pide superaleaciones pulvimetalúrgicas de disco (ME3, René 104).
Sección
Gas, GE9X en despegue (°C, modelo del laboratorio)
Requisito dominante
Material típico
Fan
≈ 47
Impacto de aves (FOD), fatiga
CFRP con borde de Ti-6Al-4V
Compresor de alta (salida)
≈ 784
Fluencia del disco, fatiga
Ti al principio; Ni PM al final
Cámara
≈ 1700
Oxidación, fatiga térmica
Chapa de Co/Ni con TBC; CMC en el GE9X
HPT, 1.ª etapa
≈ 1700
Fluencia, oxidación, corrosión en caliente
Monocristal de Ni con TBC y refrigeración
LPT
≈ 1080
Fluencia a menor carga
Ni colado; TiAl en etapas finales del GE9X
Tobera
≈ 770
Oxidación, baja carga
Inconel 625, Haynes 188 o CMC
En la sección caliente actúan tres mecanismos a la vez. La fluencia ya la conoces (sesión 2). La oxidación consume el aluminio que forma la alúmina protectora. La corrosión en caliente la producen sales fundidas, sobre todo sulfato de sodio procedente del azufre del combustible y de la sal marina: el tipo I ataca hacia 850–950 °C y el tipo II hacia 650–750 °C (rangos aproximados de la literatura de recubrimientos).
Para que el metal sobreviva, el álabe se refrigera por dentro con aire de T3 y se recubre por fuera con una TBC. La calidad de esa refrigeración se mide con la efectividad:
ε=Tg−TcTg−Tm
donde Tg es la temperatura del gas, Tm la del metal y Tc la del refrigerante. La TBC añade una resistencia térmica t/k y su caída de temperatura es
ΔTTBC=qkTBCtTBC
Ejemplo (valores por defecto del laboratorio, escenario «GE9X»). Con Tg=1975 K, Tc=T3=1057 K, efectividad sin TBC ε0=0.62 y 150 µm de YSZ con k=1.5 W/m·K, el circuito de resistencias da ε≈0.68, un flujo q≈1.44 MW/m² y una caída en la TBC de 1.44×106×150×10−6/1.5≈144 K. El metal queda a unos 1078 °C. Ese aire de refrigeración, unos 13 % del flujo del núcleo en el modelo, se comprimió y no trabaja en la turbina: es el precio en consumo de cada grado ganado.
5.2 Superaleaciones monocristal: CMSX-4 y René N6
Un álabe colado de forma convencional tiene miles de granos equiaxiales; a alta temperatura, la fluencia se concentra en los bordes de grano perpendiculares a la fuerza centrífuga, que deslizan y se cavitan. La solidificación direccional (DS) alinea los granos con el eje del álabe y elimina los bordes transversales. El monocristal (SX) va un paso más allá: ningún borde de grano.
El proceso es el método Bridgman. El molde cerámico, lleno de superaleación fundida, desciende lentamente desde un horno caliente a una zona fría sobre una placa de cobre refrigerada. La solidificación avanza como un frente de abajo arriba; en la base, un selector de grano en forma de espiral («cola de cerdo») deja pasar un único grano con orientación ⟨001⟩ paralela al eje del álabe. Sin bordes de grano sobran los elementos que los reforzaban (C, B, Zr), lo que sube la fusión incipiente y permite solubilizar toda la γ′.
La consecuencia de la estructura es una propiedad anisotrópica. En la dirección ⟨001⟩ el módulo de Young es de solo unos 125 GPa frente a casi 300 GPa en ⟨111⟩ (valores típicos de superaleaciones SX). Un módulo bajo a lo largo del álabe reduce la tensión térmica EαΔT en cada arranque: mejor fatiga térmica, justo donde hace falta.
Generación
Aleación (ejemplo)
Renio (% en peso)
Capacidad de metal (aprox.)
1.ª
PWA 1480, René N4
0
≈ 1050–1070 °C
2.ª
CMSX-4, PWA 1484, René N5
≈ 3
≈ 1100 °C
3.ª
CMSX-10, René N6
≈ 5–6
≈ 1130–1150 °C
La composición nominal de CMSX-4 (Cannon-Muskegon y Rolls-Royce) es, en % en peso, Ni-6.5Cr-9Co-0.6Mo-6W-6.5Ta-3Re-5.6Al-1Ti-0.1Hf, con unos 70 % de γ′ en volumen; la patente acota el renio entre 2.8 y 3.2 %. René N6 (GE) sube el renio a ≈ 5.4 % y el tántalo a ≈ 7.2 % (composición nominal publicada por Walston et al.; tómala como aproximada). El renio difunde muy despacio y frena la fluencia de la matriz γ, pero en exceso precipita fases TCP frágiles.
Caso: el álabe HPT del GE9X. Los álabes de la primera etapa de la HPT del GE9X son de superaleación monocristalina con TBC y refrigeración interna; GE no publica la aleación exacta (su familia es la René N5/N6), y el temario usa CMSX-4 como representante de la 2.ª generación. En el laboratorio, la diferencia entre CMSX-4 y una SX de 1.ª generación (30 K de capacidad) basta para pasar de cumplir a no cumplir con la TIT del GE9X: es el valor de 3 % de renio.
5.3 Materiales para cohetes: cámaras, toberas y abladores
Una cámara de combustión de cohete recibe flujos de calor de decenas de MW/m², y en la garganta del SSME se estimaron del orden de 100–160 MW/m² (orden de magnitud). Ningún metal aguanta eso radiando: la pared se refrigera de forma regenerativa, con el propio combustible circulando por canales mecanizados. La caída de temperatura a través de la pared es
ΔTpared=kqt
Con q=50 MW/m² y 1 mm de pared, el cobre (k≈320 W/m·K) da ΔT≈156 K; el Inconel (k≈15 W/m·K) daría más de 3000 K. Por eso las camisas son de cobre aleado: NARloy-Z (Cu-Ag-Zr) en el SSME, C18150 (Cu-Cr-Zr) en muchos motores comerciales, y las aleaciones GRCop-84 (Cu-8Cr-4Nb, en % atómico) y GRCop-42 (Cu-4Cr-2Nb) de NASA Glenn, endurecidas por dispersión de Cr₂Nb, que conservan resistencia por encima de 750 °C y se imprimen por fusión láser en lecho de polvo. GRCop-42 nació al reducir a la mitad la aleación de GRCop-84 para ganar conductividad. La camisa de cobre se envuelve en una carcasa estructural de Inconel 625 o 718.
El Raptor de SpaceX sigue ese esquema con cámara de aleación de cobre refrigerada por metano, y usa una superaleación propia, SX500, en las zonas bañadas por gas rico en oxígeno caliente (precámaras y turbinas), donde el oxígeno a alta presión quema casi cualquier metal. El Vulcain 2 de Ariane 5 usa también una cámara de aleación de cobre refrigerada por hidrógeno.
El carbono-carbono (C/C) mantiene su resistencia por encima de 2000 °C en atmósfera inerte y radia el calor: la extensión desplegable de tobera del RL10B-2 es de C/C Novoltex Sepcarb (Safran, hoy ArianeGroup), con unos 2.5 m de longitud, enfriada solo por radiación. El grafito policristalino y el C/C se usan en las gargantas de los motores sólidos, que se erosionan de forma controlada. Ojo con una afirmación habitual: no hay documentación pública que confirme C/C en la tobera del Raptor; su tobera de nivel del mar es metálica y refrigerada.
Los abladores protegen por sacrificio: una resina se piroliza, deja un residuo de carbono poroso que radia a alta temperatura y libera gases que engrosan la capa límite. El SLA-561V (Lockheed Martin, corcho y microesferas en silicona sobre panal) protegió a Viking, Pathfinder y los MER, pero NASA lo consideró insuficiente para los más de 200 W/cm² del Mars Science Laboratory. El PICA (NASA Ames, fibra de carbono impregnada de fenólica, ≈ 0.27 g/cm³) voló en Stardust, que vio unos 1000 W/cm² en su pico. PICA-X es la variante fabricada por SpaceX para el escudo de Dragon, probada en arco a temperaturas de hasta ≈ 1850 °C. Esto conecta con la sesión 6.
5.4 Propulsión sólida: carcasas, propelentes y aislamiento
Un motor sólido es, estructuralmente, un recipiente a presión que además es el fuselaje del cohete. La tensión circunferencial en una carcasa cilíndrica de pared delgada es
σθ=tpr
Para p=8 MPa, r=1.5 m y una tensión admisible de 1200 MPa, el espesor necesario es t=pr/σ=10 mm. La figura de mérito de las carcasas es el factor de rendimientopV/W (presión por volumen entre peso), que crece con la resistencia específica σ/ρ: por eso las carcasas pasaron del acero (D6AC en los SRB del Shuttle) al Kevlar-49/epoxi (Trident I) y al CFRP enrollado (el P80 de Vega, de carbono/epoxi enrollado por Avio). El enrollamiento filamentario combina capas helicoidales (carga axial) y circunferenciales (presión).
El propelente compuesto típico es HTPB/AP/Al: unos 68–70 % de perclorato de amonio (oxidante), 16–18 % de aluminio en polvo (combustible que sube la temperatura de llama y el impulso específico) y 12–14 % de aglutinante de polibutadieno con hidroxilo terminal, que cura como una goma y da al grano su integridad mecánica (proporciones aproximadas). La velocidad de combustión sigue la ley de Saint-Robert, rb=apn, con n<1 para que la combustión sea estable.
Entre el grano y la carcasa va un aislamiento térmico interno de EPDM (caucho de etileno-propileno-dieno), cargado con fibras de aramida o sílice. El EPDM se carboniza de forma controlada, como un ablador lento, y mantiene la carcasa de CFRP por debajo de la temperatura de transición vítrea de su matriz durante toda la combustión.
¿Por qué la camisa de una cámara de combustión regenerativa se hace de una aleación de cobre y no de Inconel?
Taller
Caso de estudio: GE9X frente a LEAP, y foro sobre el límite de la TIT. Trabaja en equipos de 3–4 con el laboratorio abierto.
Comprueba en el laboratorio con el escenario «GE9X»: anota T3 (≈ 1057 K), la temperatura del metal del álabe HPT (≈ 1078 °C), el margen frente a CMSX-4 (≈ 22 K), la caída en la TBC (≈ 144 K), el aire de refrigeración (≈ 13 %) y la vida relativa (≈ 2.5). Observa que la última etapa del compresor sale en rojo: ¿qué te dice eso sobre lo que limita la OPR?
Cambia al escenario «LEAP-1A» y repite la tabla. ¿Por qué el LEAP, con una TIT menor, tiene mucho más margen en la HPT? Relaciónalo con su T3 (≈ 929 K).
En «GE9X», mueve el deslizador Espesor de la TBC de 150 a 0 µm. El metal sube unos 55 K, no 144: explica por qué (pista: sin TBC el flujo de calor crece).
Selecciona la sección HPT y asígnale CMC SiC/SiC; baja Efectividad sin TBC hasta 0.45. ¿Cuánto aire de refrigeración ahorras? ¿Qué propiedades del CMC de la sesión 3 harían falta para que un álabe giratorio de CMC fuera viable?
Abre Ajustes avanzados y sube la dispersión del espesor de TBC de 20 a 50 µm: mira cuántos álabes del lote superan el límite. ¿Qué implica para el control de calidad del recubrimiento?
Foro: «¿Qué limita hoy la temperatura de entrada a turbina?» Cada equipo defiende una respuesta (el material del álabe, la TBC, el aire de refrigeración, la T3 del refrigerante, las emisiones de NOx) con al menos un número del laboratorio y una fuente.
Preguntas guía: ¿cuántos kelvin aporta una generación de monocristal frente a la TBC? ¿Por qué GE puso CMC primero en piezas estáticas?
Síntesis y puente
Cada sección del motor tiene un mecanismo de daño dominante y un material cuya estructura lo frena. En el turbofán, la temperatura del metal se negocia con tres palancas (material, TBC y aire), y la vida responde de forma exponencial a cada grado. En el cohete, la palanca es la conductividad (cobre) o el sacrificio controlado (C/C, grafito, abladores, EPDM).
Reflexiona. Si mañana existiera una TBC con la mitad de conductividad, ¿la usarías para subir la TIT o para alargar la vida? ¿Por qué un álabe de CMC es más difícil que una carcasa de CMC?
Puente con la sesión 6. El PICA-X que protege a Dragon es primo de los abladores de esta sesión. En la próxima: vacío, oxígeno atómico, ciclado entre −170 y +120 °C y la reentrada, donde el flujo de calor lo decide la trayectoria.
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Fuentes
Temario oficial de Materiales Aeroespaciales II (UNII), sesión 5, y bibliografía §10: R. C. Reed, The Superalloys: Fundamentals and Applications (Cambridge, 2006), base de la sección 5.2 (generaciones de monocristal, papel del Re, fases TCP, anisotropía).
GE Aerospace, ficha del GE9X (geaerospace.com): OPR 60:1 y compresor de alta 27:1; entrada de cámara a 1475 °F en el ensayo de componentes (AIN, 2014). La TIT ≈ 1700 °C es una estimación, no un dato publicado.
GE Aviation / CFM y ORNL: CMC SiC/SiC en la carcasa de la HPT del LEAP (18 segmentos, certificado en 2016, hasta 2400 °F) y piezas de CMC del GE9X (camisas de cámara, toberas y carcasas de la HPT, unos 1/3 de la masa metálica).
Harris, Erickson y Schwer (Cannon-Muskegon), y patente US 4,643,782: composición de CMSX-4 y Re 2.8–3.2 %. Walston et al., Superalloys 1996 (TMS): composición de René N6 (aproximada).
NASA NTRS (Gradl et al., 2019; NASA MSFC/Glenn): GRCop-84 y GRCop-42 por L-PBF, uso por encima de 750 °C, cámaras bimetálicas con Inconel 625.
Pichon (ArianeGroup), IAC-18: extensión de tobera de C/C Novoltex Sepcarb del RL10B-2.
NASA Ames, Low Density Ablators: PICA ≈ 0.27 g/cm³; NTRS 20160000305 (arco de PICA y Stardust ≈ 1000 W/cm²); NTRS 20140005558 (PICA-X recuperado de Dragon); SpaceX (2009): PICA-X probado hasta 1850 °C.
NASA NTRS sobre MSL y SLA-561V (insuficiente por encima de ≈ 200 W/cm²). La densidad del SLA-561V (≈ 0.26 g/cm³) es aproximada.
Raptor: SpaceX no publica sus materiales; SX500 y la cámara de cobre proceden de declaraciones públicas de SpaceX recogidas por la prensa especializada. El flujo en la garganta del SSME y las proporciones del propelente HTPB/AP/Al son órdenes de magnitud de manual (Sutton y Biblarz, Rocket Propulsion Elements).
Laboratorio: Mapa térmico y materiales del turbofán