Efectos Térmicos y Materiales de Uso Espacial

Materiales Aeronáuticos y Aeroespaciales 2020

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Autores: Claudio Rimoldi, Fernando Cordisco, Luis Mariano Mundo

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 4 mm a 7 mm para electrónica en satélites de órbita polar baja cuya aleación sea

aluminio) incrementando fuertemente el peso final del vehículo 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 más

atacados por efectos de UV y OA: oxigeno atómico). 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 sobre enfriamiento del equipamiento del vehículo.

Las fallas por fenómenos térmicos en vehículos espaciales han sido, desde los inicios de

la carrera espacial una de las mayores causas de pérdida de misiones espaciales terrestres e

interplanetarias: desde fallas por apuntamiento de antenas debido a deformaciones termo-

estructurales, falla de mecanismos por sobre enfriamiento 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 órbita 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 vehículo; sean satélites

geoestacionarios, sondas interplanetarias, vehículos tripulados, etc.


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Efectos Térmicos

Primeramente debemos saber que a los efectos térmicos se los debe tener en cuenta en la

selección de un material para un componente que será expuesto a elevadas o bajas temperaturas,

grandes cambios de temperatura, o gradientes térmicos.

Se necesita de un estudio de la respuesta de dicho material ante estas condiciones, esto se

debe a que la gran mayoría de las propiedades mecánicas cambiarán con la temperatura. Dentro de

las propiedades más utilizadas en cuanto a un diseño térmico de un material se encuentran el calor

específico, la expansión térmica, el punto de fusión y la conductividad térmica.

Calor Específico

El calor específico es una magnitud física que se define como la cantidad de calor que hay

que suministrar a la unidad de masa de un material para elevar su temperatura en una unidad.

Y puede expresarse con la siguiente fórmula:

Siendo

Q: El calor entregado al cuerpo.

m: masa del sistema.

ΔT: Incremento de temperatura experimentado por el sistema.

El principio físico es el siguiente: Ante la incorporación de calor a un sólido se genera una

vibración térmica de sus átomos, generando energía cinética, aumenta la fricción interatómica con

el consiguiente aumento de la temperatura.

Coeficiente de Expansión térmica

Se lo define como la deformación de un material proveniente de un cambio de

temperatura. Y se lo puede expresar linealmente con la siguiente ecuación:

Siendo

: El coeficiente de expansión lineal del material.

: Deformación específica

dT: Variación de temperatura.


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El principio físico es el siguiente: Ante un incremento de temperatura se genera un

incremento en la amplitud de vibración de los átomos con una consiguiente expansión térmica, que

se traduce macroscópicamente en un aumento de las dimensiones de la pieza.

Punto de Fusión

Se lo define como la temperatura a la cual se encuentra el equilibrio de fases sólido-

líquido, la materia pasa de estado sólido a líquido.

Lo que sucede en este caso es que al adicionar calor al sólido, como ya se ha mencionado,

aumenta su energía térmica, los átomos vibrar en su posición de equilibrio con mayor energía y si

se sigue aumentando el calor entregado los átomos van a dejar su posición de equilibrio para migrar

a otras partes, produciéndose macroscópicamente un cambio de fase del material.

La temperatura a la cual comienza la fusión dependerá del vínculo interatómico del

material. Generalmente si la estructura es del tipo cristalina, donde las moléculas se encuentran

mayormente ordenadas el punto de fusión será bien definido ya que la distancia interatómica y por

ende la fuerza de los enlaces es similar entre moléculas. Si, por otro lado, el sólido presenta una

estructura amorfa, como en el caso del vidrio, se dice que tendrá un punto de fusión gradual, en

otras palabras, tendrá un ablandamiento progresivo.

Figura 1: Esquemas de estructura cristalina (izquierda) y estructura amorfa (Derecha).

En cuanto a las temperaturas de trabajo de los materiales, como regla general, puede

utilizarse que como temperatura de trabajo hasta un 50 o 60% de la temperatura de fusión en

metales y entre hasta un 90% de la temperatura de fusión en cerámicos.

Conductividad Térmica

Se la puede definir como la propiedad de los materiales que mide su capacidad de conducir

calor.

Conceptualmente se puede entender como un intercambio de energía en el sólido que se da

debido a que al introducirse calor al mismo los átomos vibrarán aumentando su energía cinética y

esta se va a transmitir los átomos contiguos, a su vez habrá una transferencia de energía por medio

de los electrones libres en la red. Esta transmisión de energía se realizará desde las zonas calientes a

las zonas frías. Más adelante se presentarán las leyes físicas utilizadas para calcular la transferencia

de energía entre dos puntos de un material.

Veamos ahora algunos conceptos de las tensiones generadas por la temperatura.


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Tensiones Térmicas

Estas son las tensiones generadas por las restricciones a las deformaciones térmicas, como

ya se sabe, son propias de estructuras hiperestáticas, en caso de estructuras isostáticas al cambiar la

temperatura solo habrá deformaciones.

También pueden ser generadas por la expansión no uniforme en un cuerpo, por ejemplo

variación de temperatura en cada punto del cuerpo o por la unión de materiales con diferente

coeficiente de expansión térmica. Este último es el caso de las uniones bimetálicas en las que ante

una diferencia de temperatura genera tensiones y deformaciones como se presenta en la siguiente

imagen.

Figura 2: Efecto de deformación en una unión bimetálica.

De las propiedades determinantes a tener en cuenta en las tensiones térmicas que puedan

aparecer están la conductividad térmica del material (Kt) y el calor específico (c).

Un material con un alto calor específico y/o una baja conductividad térmica tendrá un alto

calentamiento local, generándose altos gradientes térmicos y por lo tanto altas tensiones.

Por otro lado un material con bajo calor específico y/o alta conductividad térmica tendrá

una alta capacidad de transferencia térmica generando bajos gradientes térmicos y,

consiguientemente, bajas tensiones.

Un factor Importante que surge en este momento es la Difusión Térmica. Es un parámetro

que nos da una idea de la velocidad con la que un material llega al equilibrio térmico.

Donde:

Kt: Conductividad térmica del material.

: Densidad del material.

c: Calor específico del material.

Cuanto más alto sea este parámetro, indicará que mayor capacidad de transmitir el calor

tendrá el material y por consiguiente menores tensiones térmicas. Entonces en caso de tener

solicitaciones de temperatura que puedan llegar a generar tensiones térmicas buscaremos un

material cuya difusividad térmicas sea lo más alta posible.


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Ejemplos de tensiones térmicas

Si se calienta rápidamente la superficie de un material previamente frio, esta no puede

expandirse lo que generará tensiones de compresión que vendrán por la resistencia que genere el

material hacia el interior de la pieza. En caso de un material dúctil habrá fluencia y en caso de un

material frágil se exhibirán fisuras de falla a 45 grados

Figura 3: Tensiones obtenidas por el calentamiento repentino de una pieza

Si, en cambio se enfría rápidamente la superficie de la pieza previamente caliente la

superficie no podrá contraerse debido a la resistencia que genere el interior de la pieza por lo que se

generarán tensiones de tracción, que de ser muy elevadas generarán fluencia en un materia ductil o

fisuras a 90 grados en materiales frágiles.

Figura 4: Tensiones obtenidas por el enfriamiento repentino de una pieza.

Por último definiremos otro parámetro importante a tener en cuenta en el diseño de un

componente que estará sujeto a tensiones térmicas. El parámetro de Schott – Winkelmann. Este

también es un parámetro indicativo que nos da la idea de cuan resistente es un material al shock

térmico, entendiendo por tal al efecto que se produce a consecuencia de un brusco cambio en la

temperatura de un material.


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Donde:

α = coeficiente de expansión térmica

E = módulo de elasticidad

σu = resistencia mecánica

ρ = densidad del material

c = calor específico

Así como con la difusividad térmica, en una aplicación donde la temperatura genere

tensiones térmicas, buscaremos un material cuyo parámetro sea más elevado para asegurarnos de

que sea la mejor opción para resistir a las tensiones térmicas.

MATERIALES ESPACIALES: INTRODUCCION A LAS LEYES DE INTERCAMBIO

DE CALOR

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:

Conducción

De lo expuesto anteriormente en el apunte, podemos decir que el intercambio de calor

en un material sigue la siguiente ley:

Donde:

K: Conductancia.

k: Conductividad térmica.

A: Área a través de la que fluye el calor

L: longitud a través de la que fluye el calor

ΔT: diferencia de temperatura entre los puntos de intercambio.

Convección


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Donde:

h12: coeficiente de transferencia convectivo (varía según el caso de análisis: flujo laminar,

turbulento, etc.)

Excepto para vehículos presurizados el análisis de transferencia de calor por convección no

es necesario. Nosotros no nos enfocaremos en este tipo de análisis pues son tratados en otras

cátedras.

Radiación

Donde:

, : 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 cuerpo negro (varían 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.

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:

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.


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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.

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 órbita polar baja Terrestre existen 4 fuentes de calor bien definidas:

1) Flujo de calor Solar (del orden de 1350 W/m2)

2) Flujo de calor Albedo (del orden de 405 W/m2)

3) Flujo de calor Terrestre (del orden de 236 W/m2)

4) Flujo de calor por espacio de fondo (del orden de 0,001W/m2)

Figura 5: Esquema de flujos.

Dependiendo de la orientación del vehículo (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 Figura 6 y Figura 7).


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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 vehículo 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 órbita solo haremos uso del intercambio de calor por

radiación.

Teniendo en cuenta las Ecuaciones de radiación y de balance de energía 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:

Donde Fas se conoce como factor de vista entre el sol y la placa y representa la proporción

de irradiación emitida por el sol que incide sobre la placa en función del ángulo que toma esta

respecto al sol y Asol el área de la placa que está 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 órbita 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 órbita de 90º respecto


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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.

Figura 6: Esquema de flujo solar.

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

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 sí 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 órbita de 90º respecto al ecuador presentada en la Figura 6 es ahora una

órbita de 0º respecto al ecuador, siguiente figura.


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Figura 7: Esquema de orbita.

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 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

elástico).

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


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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 más 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 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 más se utiliza en los satélites. Por lo general el diseño

térmico está 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 (Figura 9).

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:

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


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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 observable

de los satélites o sondas ya terminadas. (Figura 9).

Figura 8: Disposicion de láminas protectoras en un satélite.

Figura 9: Láminas dispuestas en un satélite.

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 más 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


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conductividad/peso. Su baja densidad tiende a generar valores de inercia térmica reducidos en

comparación con el acero y puede resultar riesgoso para equipamiento de baja masa donde el

excesivo ciclado en temperatura puede redundar en fallas mecánicas, electrónicas, etc.

Aleaciones de Titanio

El titanio presenta una excelente relación resistencia/masa y valores de conductividad

térmica del orden de 13 W/mK, que en contraste con una aleación de cobre (230 W/mK) o una

aleación de aluminio (130 W/mK) lo hacen un excelente aislante por conducción muy usado

cuando se requieren aislar instrumentos entre si. Por otra parte es un material capaz de resistir

tanto bajas como altas temperatura con buenas propiedades mecánicas que lo transforman en un

material idóneo para uso espacial y muy utilizado como contenedor de equipamiento

criogénico.

Aleaciones de Acero:

El acero inoxidable tiene prestaciones térmicas y estructurales muy similares al titanio e

incluso es aun más aislante que el anterior (k del orden de 7 W/mK). Su desventaja radica en la

relación resistencia/masa, pero su costo lo hace más utilizable. El acero inoxidable es muy utilizado

en conjunto con compuestos de fibra de vidrio para el desarrollo de sujeciones termoestructurales

que requieran de un alto grado de aislamiento térmico y resistencia estructural.

Compuestos en fibra de vidrio – epoxy optimizados a flamabilidad.

Estos compuestos se conocen con el nombre de G10 y se han desarrollado con fines de

diseño termo-estructural. Al ser un material polimérico presenta una muy baja conductividad

térmica: del orden de 0,3 W/mK y una tensión de rotura aceptable (del orden de 300Mpa). Si bien

este material es conocido como G10, esta última palabra hace referencia a una norma de

flamabilidad para la cual se asegura que en condiciones de alto vacío y a elevadas temperaturas el

material no produzca emisión de gases. Luego el G10 es un material espacial por tener regulación

que estandariza su emisión de gases en vacío (desgase) a niveles muy bajos.

Compuestos con fibras de carbono.

Las fibras de carbono no solo presentan muy bajos niveles de desgase sino también una

resistencia única a la temperatura, elevada resistencia mecánica y bajo peso. Su bajo coeficiente de

expansión (o contracción) térmica hace que sean cada vez más utilizados en antenas y reflectores.

Las desventajas son su costo y conformabilidad, y solo se usan en aplicaciones críticas que

requieran de tales propiedades.

Paneles Honeycomb

Prácticamente toda la estructura primaria de los satélites esta basada en paneles honeycomb.

Los paneles son por lo general en núcleo de aluminio y facing de aluminio. En algunos casos se

utilizan facings en carbono, aunque su baja conductividad térmica genera gradientes de calor

elevados que los limita en la mayoría de las aplicaciones. Los paneles honeycomb presentan

problemas de conductividad térmica a través de su espesor debido a su geometría irregular y fallas

en el pegado durante la construcción y deben ser caracterizados por ensayos en la mayoría de los

casos.


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Juntas térmicas

Debido a las condiciones de vació en el espacio y debido a que la superficie de cualquier

material es rugosa independiente del nivel de pulido que tengan: al unir dos piezas en el espacio

estas pueden quedar aisladas unas debido a la baja conductancia que genera la unión (ver siguiente

figura).

Figura 10: Junta térmica por contacto.

Para aumentar la conducción de calor entre las piezas se han desarrollado grasas y

adhesivos siliconados de muy bajo nivel de desgase y buena conductividad térmica en función de su

espesor como el RTV-566, 3M 966, Eccobond 256. También se han desarrollado juntas con

materiales de muy baja rigidez que al ser presionados rellenan los intersticios entre ambos

materiales; como ser: laminas de Iridio, Chotherm, thermattach, etc.

La falla por conducción de calor en juntas secas es una de las principales causas de falla en

integrados electrónicos, juntas estructurales a equipamiento electrónico disipativo.

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