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Efectos térmicos y materiales de uso espacial Claudio Rimoldi, Fernando Cordisco

Materiales Aeronáuticos

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  C p  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  F AA  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 -5-

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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 -6-

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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 -7-

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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 ...