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Pregunta detonadora. Una loseta LI-900 del Shuttle puede sacarse de un horno a unos 1200 °C y sostenerse por las aristas con la mano segundos después. ¿Qué tiene que tener un material para que su cara caliente esté a más de 1000 °C mientras la de atrás sigue tibia, y por qué ese mismo material fue incapaz de salvar al Columbia?
En la sesión 5 el calor lo ponía una cámara de combustión; hoy lo pone el entorno. Un satélite vive en vacío, bajo radiación ultravioleta y partículas, golpeado por micrometeoritos y pasando de sombra a sol unas 16 veces al día en órbita baja. Un vehículo que vuelve convierte en calor, en pocos minutos, una energía cinética de unos 30 MJ por kilo. Las propiedades que mandan cambian: ya no es la fluencia, sino la estabilidad dimensional, las propiedades ópticas de superficie (absortancia α y emisividad ε) y la capacidad de rechazar o consumir calor.
La cadena estructura → propiedad → desempeño se lee así en una loseta: una estructura de fibras de sílice con un 94 % de aire en volumen da una propiedad, conductividad de apenas unas centésimas de W/m·K con muy poca masa, que produce el desempeño: proteger 3 mm de aluminio a 175 °C mientras la superficie supera los 1200 °C.
Caso motivador. El satélite GOCE de la ESA (2009–2013) midió el campo gravitatorio terrestre con un gradiómetro tan sensible que su estructura no podía deformarse por los cambios de temperatura entre sol y sombra. La solución fue de materiales: paneles sándwich de CFRP de dilatación casi nula.
Contenido teórico
6.1 Entorno espacial: vacío, radiación, partículas y ciclado térmico
El vacío provoca la desgasificación de polímeros y adhesivos: los volátiles se condensan sobre ópticas y radiadores. El criterio clásico de selección (ensayo ASTM E595) es una pérdida de masa total menor del 1 % y un material condensable menor del 0.1 %. La radiación ultravioleta rompe enlaces de polímeros y oscurece pinturas blancas: su absortancia solar crece con los años. Las partículas cargadas dañan la electrónica y degradan polímeros y vidrios.
En LEO el agente específico es el oxígeno atómico (AO), producido por la disociación del O₂ por el UV, que golpea a unos 8 km/s y oxida los polímeros. La pérdida de espesor es
Δx=EyF
con Ey el rendimiento de erosión y F la fluencia de átomos. Para el Kapton H, referencia de los experimentos MISSE en la ISS, Ey≈3.0×10−24 cm³/átomo (valor de referencia habitual, aproximado). Con una fluencia de 1021 átomos/cm², típica de un año en la cara de ataque, se pierden 3×10−3 cm, unos 30 µm: más que el espesor de muchas películas de MLI. Por eso las mantas exteriores llevan capas de óxido de silicio o se hacen de fluoropolímeros.
Factor
LEO (400–800 km)
GEO (35 786 km)
Oxígeno atómico
Dominante: erosiona polímeros
Despreciable
Radiación
Protones en la Anomalía del Atlántico Sur
Electrones atrapados: dosis y carga superficial
Ciclos térmicos
≈ 16 al día, ≈ 5800 al año
Eclipses solo cerca de los equinoccios
Micrometeoritos y basura
Basura orbital abundante
Menor densidad
El ciclado térmico entre unos −170 °C en sombra y +120 °C al sol, en superficies sin control térmico, produce fatiga por desajuste de dilatación: la deformación que aparece entre dos materiales unidos es ΔαΔT. Entre Al (23.6×10−6 K⁻¹) y un CFRP cuasi-isótropo (cerca de 0) con ΔT=290 K resultan casi 7 milésimas: más que la deformación de rotura de muchos adhesivos. De ahí la microfisuración de laminados con resinas frágiles y la importancia de matrices tenaces.
6.2 Estructuras de satélite: ligereza y estabilidad dimensional
La estructura primaria de un satélite se dimensiona por rigidez (frecuencias propias en el lanzamiento) y no por resistencia. El Al 6061-T6 (2.70 g/cm³, E = 69 GPa, límite elástico ≈ 276 MPa) es el estándar: soldable, mecanizable y barato. Las aleaciones Al-Li (2195 en el depósito externo superligero del Shuttle) restan peso. El Ti-6Al-4V grado 5 se usa en herrajes, uniones con CFRP e interfaces con el lanzador, por su resistencia específica y su dilatación de ≈ 8.6·10⁻⁶ K⁻¹, más cercana al CFRP.
Para instrumentos ópticos y bancos de medida manda la dilatación térmica:
ΔL=αLΔT
Material
α (10⁻⁶ K⁻¹, aprox.)
ΔL de 1 m con ΔT = 100 K
Uso
Al 6061-T6
23.6
2.36 mm
Estructura primaria
Ti-6Al-4V
8.6
0.86 mm
Herrajes
Invar 36
≈ 1.2
0.12 mm
Insertos, monturas ópticas
CFRP M55J/éster de cianato
≈ 0 (ajustable)
< 0.05 mm
Bancos ópticos, tubos
Zerodur
≈ 0 ± 0.02
≈ 0.002 mm
Espejos
El CFRP M55J/éster de cianato combina una fibra de alto módulo (≈ 540 GPa) cuya dilatación axial es negativa con una matriz de éster de cianato, que absorbe mucha menos humedad que un epoxi y desgasifica poco: así no se deforma al secarse en órbita. El Invar (Fe-36Ni) se usa en insertos y monturas, pero pesa 8.1 g/cm³. El Zerodur (vitrocerámica de Schott) tiene dilatación prácticamente nula a temperatura ambiente y es el sustrato de muchos espejos.
Caso: la estructura de GOCE. ESA describe la estructura de GOCE como paneles sándwich de CFRP elegidos para garantizar la estabilidad frente a cargas térmicas variables con masa mínima; el adhesivo del panal era sensible a la distorsión por humedad, y por eso se controló la humedad durante el montaje. El temario cita el sistema M55J/éster de cianato, típico de estas estructuras ultraestables; la documentación pública de ESA que consultamos no nombra la designación exacta.
6.3 Control térmico y protección
El control térmico pasivo se basa en las propiedades de superficie. Una placa iluminada que solo intercambia calor por radiación alcanza la temperatura de equilibrio
T=(εσαS)1/4
con S≈1361 W/m² la constante solar. Para una pintura negra con α≈ε, T≈394 K, unos 121 °C: el extremo caliente del ciclado de 6.1. Con un OSR (optical solar reflector, espejo de cuarzo con plata en la cara posterior) de α=0.08 y ε=0.8, la misma placa baja a unos 221 K. Lo que decide es el cociente α/ε.
MLI (aislamiento multicapa): de 10 a 20 capas de Kapton o Mylar aluminizados separadas por malla de poliéster. En vacío, cada capa corta el intercambio radiativo y la emisividad efectiva de la manta baja a ≈ 0.01–0.03 (aproximado). Las mantas de la ISS recubren módulos y tuberías; su capa exterior debe resistir el oxígeno atómico.
Pinturas: Aeroglaze Z306 negra (α y ε ≈ 0.9) para interiores y bafles, y blancas como Aeroglaze A276 para radiadores, cuya α crece con el UV.
OSR: el recubrimiento de radiador más estable, α/ε ≈ 0.1.
PCM (materiales de cambio de fase): parafinas que absorben picos de disipación fundiéndose, con calor latente del orden de 200 kJ/kg.
Radiadores de Al o CFRP de alta conductividad con tubos de calor embebidos.
Un radiador debe rechazar calor sin calentarse al sol. ¿Qué combinación de propiedades buscas en su superficie?
6.4 Materiales para reentrada: PICA-X, RCC y losetas de sílice
En la reentrada, el flujo de calor convectivo en el punto de remanso se estima con Sutton-Graves:
q=kRnρv3,k≈1.74×10−4(SI, aire)
Tres lecturas de diseño: q crece con el cubo de la velocidad (un retorno lunar a 11 km/s es mucho peor que uno de LEO a 7.6 km/s), baja con un radio de nariz Rn grande (por eso las cápsulas son romas) y depende de la densidad del aire, ρ=1.225e−h/H con H≈7.2 km. En una entrada balística de ángulo γ constante, Allen y Eggers dan el pico:
ρ∗=3Hβsin∣γ∣,v∗=vee−1/6,amax=2Heve2sin∣γ∣
donde β=m/(CDA) es el coeficiente balístico.
Ejemplo (valores por defecto del laboratorio, «Cápsula LEO (Dragon)»). Con ve=7.6 km/s, γ=−1.5∘, β=680 kg/m² y Rn=4.5 m: ρ∗=680×0.02618/21600≈8.24×10−4 kg/m³ (unos 52.6 km de altitud), v∗≈6430 m/s y q∗≈1.74×10−4×8.24×10−4/4.5×64303≈62.7 W/cm², con 3.94 g. La integración numérica con gravedad y curvatura da 87.7 W/cm² y 9.55 g: a ángulos tan rasantes la gravedad empina la trayectoria. Por eso Dragon vuela con sustentación: en modo planeo con L/D = 0.2 el laboratorio da ≈ 72 W/cm² y ≈ 3.5 g, a cambio de una carga térmica mayor (110 MJ/m² frente a 88).
Balística (cápsula)
Planeo (Orbiter)
Pico de q
Alto (88 W/cm² en el lab.)
Bajo (≈ 24 W/cm² en el intradós)
Carga térmica Q
Moderada
Grande, con remojo largo
Desaceleración
Alta
≈ 2 g
TPS natural
Ablador (PICA-X, Avcoat)
Aislante reutilizable (HRSI, RCC)
Los tres sistemas del temario representan tres estrategias:
PICA-X (Dragon): ablador de fibra de carbono y fenólica de baja densidad, derivado del PICA de NASA Ames (≈ 0.27 g/cm³). Rechaza calor radiando desde una superficie cercana a 1700–1850 °C y consume el exceso por pirólisis y recesión. Uso único (Dragon lo reacondiciona entre vuelos).
RCC (carbono-carbono reforzado, nariz y bordes de ataque del Orbiter): estructura caliente de fibra de carbono en matriz de carbono, con recubrimiento de SiC contra la oxidación, para superficies por encima de 1260 °C y hasta unos 1650 °C (límite aproximado). Conduce bien el calor, así que necesita aislante detrás.
Losetas de sílice: HRSI (LI-900 con recubrimiento negro de vidrio de borosilicato, ε ≈ 0.85, hasta 1260 °C) en el intradós y LRSI (recubrimiento blanco, hasta ≈ 650 °C) en zonas templadas. LI-900 tiene 144 kg/m³ (9 lb/ft³) y un 94 % de aire. Son reutilizables pero frágiles ante impactos.
Caso: Columbia (STS-107, 2003). El informe del CAIB concluyó que un bloque de espuma aislante del depósito externo golpeó el ala izquierda 81.9 s después del despegue, cerca de la mitad inferior del panel 8 de RCC del borde de ataque. En la reentrada, el aire supercalentado entró por la brecha y fundió progresivamente la estructura de aluminio del ala hasta la pérdida de control. En ensayos posteriores, un bloque de 0.76 kg abrió un agujero de unos 40 × 40 cm en un panel de RCC. La lección de materiales: un TPS reutilizable de alta temperatura no tiene tolerancia al daño si lo que protege es aluminio a 175 °C.
Taller
Diseño conceptual del TPS de una cápsula LEO. En equipos, con el laboratorio abierto en «Cápsula LEO (Dragon)».
Comprueba en el laboratorio el pico teórico: abre Ajustes avanzados, elige «Allen-Eggers puro» y verifica que el q pico numérico y el teórico coinciden (62.7 W/cm², 3.94 g). Vuelve al modelo completo y anota q pico, carga térmica y desaceleración.
Con PICA-X de 4.5 cm sobre 3 mm de Al, anota la temperatura máxima de superficie (≈ 1744 °C), la de la estructura (≈ 166 °C), el espesor necesario (≈ 4.27 cm) y la masa (≈ 12.2 kg/m², unos 131 kg en 10.8 m²).
Cambia el Material del TPS a HRSI: el espesor necesario baja a ≈ 2 cm y la masa a la mitad, pero la superficie (≈ 1786 °C) supera de largo sus 1260 °C. Prueba RCC: la superficie (≈ 1754 °C) también excede su límite aproximado de 1650 °C.
Cambia a Planeo con L/D 0.20: ¿cómo cambian q, Q y las g? ¿Y el espesor necesario de PICA-X?
Pasa a «Retorno lunar»: observa la recesión del ablador y discute por qué el modelo, que solo tiene calor convectivo, se queda corto a 11 km/s.
Abre «Columbia: daño en el borde de ataque»: con la brecha, el aluminio llega a 500 °C hacia los 300 s desde la interfaz de entrada (modelo ilustrativo; el CAIB registró la primera lectura anómala unos 270 s después de la interfaz).
Presentación grupal: elegid un TPS para la cápsula con una tabla de q, Q, espesor, masa, temperatura de superficie frente a límite y riesgo de impacto.
Preguntas guía: ¿qué variable de la trayectoria cambia más la masa del TPS? ¿Por qué el Orbiter, con un pico de calor tres o cuatro veces menor que una cápsula, necesitó un TPS tan delicado?
Síntesis y puente
En el espacio, las propiedades decisivas son la dilatación, las propiedades ópticas de superficie y la resistencia al oxígeno atómico, la radiación y el vacío; en la reentrada, la capacidad de rechazar el calor por radiación, de aislar con muy poca masa o de consumirse de forma controlada. Elegir entre ablador y aislante reutilizable no es una cuestión de material «mejor», sino de qué pico, qué carga térmica y qué riesgo de daño impone la trayectoria.
Reflexiona. ¿Qué parte del diseño del TPS depende del material y cuál de la trayectoria? Si pudieras cambiar solo una variable de la cápsula, ¿cambiarías el material o el radio de nariz?
Puente con la sesión 7. PICA, las losetas y los CMC dependen de cómo se fabrican. En la próxima sesión veremos la manufactura avanzada: fusión láser, colocación automatizada de fibra y materiales inteligentes.
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Fuentes
Temario oficial de Materiales Aeroespaciales II (UNII), sesión 6, y bibliografía §10; D. G. Gilmore (ed.), Spacecraft Thermal Control Handbook (Aerospace Press, 2002), para MLI, OSR, pinturas, PCM y el equilibrio α/ε (valores aproximados).
NASA NTRS, experimentos MISSE y NASA-HDBK-6024: rendimiento de erosión por oxígeno atómico con Kapton H como referencia; el valor 3.0·10⁻²⁴ cm³/átomo y la fluencia anual son aproximados.
ESA, GOCE: a jewel in ESA's crown y ESA Space Engineering (Bonding ultrastable space missions): estructura de paneles sándwich de CFRP y sensibilidad del adhesivo a la humedad. La designación M55J/éster de cianato procede del temario; ESA no la publica para GOCE.
NASA KSC, fichas del sistema de protección térmica del Shuttle: LI-900 de 9 lb/ft³ y 94 % de aire, HRSI hasta 1260 °C, RCC por encima de 1260 °C, loseta calentada a 2200 °F que se manipula con la mano. El límite de ≈ 1650 °C del RCC es aproximado.
Columbia Accident Investigation Board, Report Volume I (2003): impacto de espuma a 81.9 s cerca del panel 8 de RCC, entrada de aire caliente y fusión de la estructura de Al; ensayos de impacto (0.76 kg, agujero de ≈ 40 × 40 cm).
NASA Ames, Low Density Ablators, y NTRS 20140005558: PICA ≈ 0.27 g/cm³ y PICA-X de Dragon; SpaceX (2009): ensayos de arco hasta 1850 °C.
Sutton y Graves, NASA TR R-376 (1971): correlación de calentamiento en el punto de remanso (k ≈ 1.74·10⁻⁴ en SI para aire). Allen y Eggers, NACA Report 1381 (1958): entrada balística. NASA NTRS 20190026513: requisitos de Orion (LEO > 150 W/cm²; retorno lunar a 11 km/s con más de 750 W/cm² incluido el radiativo).
Las cifras de trayectoria y espesor de este texto salen del laboratorio tps-reentrada con sus supuestos (atmósfera exponencial, solo calor convectivo, conducción 1D, radios equivalentes); son órdenes de magnitud de diseño conceptual, no datos de vuelo.