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Temas de Confiabilidad en Estructuras de Protección Térmica Compuestas para Vehículos Espaciales Reutilizables
Valery Timoshenko (*)

Las estructuras compuestas de protección térmica basadas en carbono, son usadas ampliamente en las superficies que se calientan extremamente de los vehículos espaciales reutilizables, tales como el morro y los bordes de ataque de las alas. Cualquier daño mecánico a tales estructuras puede conducir a un desastre durante su vuelo de reentrada a la Tierra. Este trabajo presenta un análisis de factibilidad para algunos tipos comunes de elementos de protección térmica luego de su daño mecánico. En este documento se consideran estrategias para el perfeccionamiento de las estructuras de protección térmica de los vehículos espaciales reutilizables. Estas estructuras potencialmente tendrán una confiabilidad mayor y podrán asegurar un descenso seguro desde la órbita, incluso después de producido un daño mecánico.
1. Introducción
Una de las áreas de investigación más importantes en la exploración espacial cercana a la Tierra es la creación de Vehículos Espaciales Reutilizables (o en inglés Reusable Space Vehicles, RSVs). A largo plazo, tales RSVs proporcionarán medios veloces y más económicos de transporte espacial. Diversas instituciones de defensa muestran un activo interés en el desarrollo de RSVs. Una vez que se hayan desarrollado completamente, tales RSVs se pueden utilizar en operaciones tales como el monitoreo económico de la superficie terrestre, el rescate de emergencia de astronautas o incluso para el turismo espacial.

A pesar de la culminación del programa de explotación del transbordador espacial, el trabajo de investigación para el desarrollo de nuevos RSVs (incluidos los ensayos) está creciendo rápidamente. Por ejemplo, el vehículo espacial no tripulado X-37B y el sistema suborbital SpaceShipTwo (SS2), ahora operacionales, han incorporado muchas características del programa del transbordador espacial. Estos vehículos están creando las bases para la nueva generación de RSV multipropósito (tripulados y no tripulados).

La producción de RSV requiere de importantes inversiones financieras, lo cual propiciaría que muchas naciones trabajen juntas. Además, diversos problemas técnicos para asegurar la seguridad de los vuelos tripulados, hasta ahora no tienen soluciones aceptables según el criterio costo-eficiencia.

Debido a desastres como los del Challenger y el Columbia, ha aumentado la preocupación por la obtención de una mayor confiabilidad, no solo para los RSVs de los EEUU, sino también para los sistemas aeroespaciales similares desarrollados en Rusia y otros países. Algunos de los aspectos más importantes con respecto a estas naves espaciales son el rescate de la tripulación durante las etapas críticas del vuelo (etapa de lanzamiento e ingreso a órbita), y el regreso seguro a tierra en caso de daño al Sistema de Protección Térmica (o en inglés Thermal Protection System, TPS).

El mejoramiento de la confiabilidad de un TPS reutilizable, inevitablemente tiene compromisos y restricciones, disminuye la masa de la carga y reduce la eficiencia del programa de vuelo. Para mejorar la confiabilidad y la seguridad de los vuelos espaciales, se deberían seguir las siguientes pautas generales:
Se debería hacer una revisión en los programas de vuelos tripulados, y se deberían incorporar equipos especiales de diagnóstico, a los efectos de proporcionar una inspección detallada de los elementos del TPS inmediatamente después de las etapas críticas de los vuelos por la atmósfera y el espacio, por ejemplo el vuelo de inserción en órbita.
Desarrollo de tecnologías y equipamiento para la reparación de pequeños daños de la protección térmica sufridos durante el vuelo espacial.
Seleccionar cuidadosamente apropiadas trayectorias orbitales y cantidad de tripulantes, teniendo en cuenta que los astronautas pudieran ser transferidos a la Estación Espacial o a otro vehículo de rescate, en caso de que sea imposible su seguro regreso a la Tierra.
Aplicar nuevas soluciones técnicas y materiales, que aseguren una explotación reiterada del TPS sin daños significativos. Tales soluciones y materiales también deberían garantizar un solo vuelo de retorno de la nave espacial a la Tierra sin daños a la protección térmica.
Las primeras dos pautas recibieron una atención significativa durante los vuelos de los transbordadores espaciales luego de la pérdida del Columbia. La posibilidad de vuelos de vehículos de rescate está, al día de hoy, muy alejada de la implementación práctica, a pesar de que proyectos para tales medios de rescate están bajo investigación desde hace muchos años (Umansky, 2003).

La modernización radical de los vehículos espaciales empleados para vuelos regulares es prácticamente imposible. Por lo tanto, todos los problemas técnicos, asociados con el perfeccionamiento de la confiabilidad del TPS, se deberían resolver en la etapa de diseño de los nuevos RSVs.
2. Confiabilidad de los tipos básicos de TPS
A pesar del enorme interés por la investigación sobre vehículos tripulados y no tripulados, la cantidad de tipos de TPS usados es relativamente pequeña. Si excluimos de nuestra selección a aquellos tipos de TPS que son demasiados sofisticados y a los no confiables, nos encontraríamos con solo cuatro tipos básicos de TPS pasivos para altas temperaturas: ablativos, cerámicos, metálicos, y los basados en carbono.

Los tipos ablativos de protección térmica, basados en materiales compuestos de polímeros, son los TPSs más confiables. Esto está confirmado por los más de 50 años de experiencia. Han sido usados por los vehículos espaciales de descenso, tripulados y no tripulados, como el Vostok, Voskhod, Gemini, Apollo, Soyuz, Bor-4s, Bor-5 y otros (Semenov, 1996, Lozino-Lozinsky y Timoshenko, 1998).

Los TPS de losetas, basados en materiales fibrosos de cerámica, fueron empleados en sistemas aeroespaciales como el Energiya-Buran. A pesar de su baja resistencia a la erosión y a los altos costos de los trabajos de reparación entre vuelos, los TPSs de losetas se caracterizan por su alta capacidad de supervivencia luego de recibir un significativo daño mecánico. Esto significa que, incluso después de que se produzca un daño en cualquier loseta, o alguna se desprenda completamente del TPS, la nave espacial será capaz de regresar con seguridad a la Tierra.

La Figura 1 muestra los tipos básicos de daños en las losetas del TPS del transbordador Buran. Los defectos provocados por los impactos o por las acciones erosivas de objetos duros (lluvia, granizo, polvo, etc.) en fases distintas (lanzamiento o aterrizaje) del Buran son también muy visibles.
Típicos daños en el TPS del Buran...
Figura 1: Típicos daños en el TPS del Buran.
(© V. Timoshenko) Click para ampliar!
Debido al refuerzo de fibras en el material cerámico, las losetas del TPS no se fracturan en muchas piezas (como ocurre por ejemplo en las fracturas por fragilidad) luego de un impacto mecánico. Por lo general el material fibroso del TPS se despedaza solamente en un área limitada, cerca de la zona del impacto directo. La analogía más cercana de tal efecto puede ser el comportamiento que tiene una superficie de nieve, densa y comprimida, bajo un impacto mecánico similar.

Se realizaron diversos cálculos paramétricos para estimar el daño de las losetas del TPS a las temperaturas operacionales de las delgadas paredes metálicas del transbordador espacial Buran. En estos cálculos, el grosor de la recesión de la loseta del TPS δres se incrementó en varios pasos desde cero (loseta sin daño) hasta el 100% (recesión total). Para este cálculo se supuso que las losetas adyacentes permanecieron sin daños.

Las temperaturas máximas de la estructura metálica del Buran Tstr,max, que dependen de la extensión del daño de la loseta del TPS δresini, se presentan en la Figura 2. Aquí, δini es el valor de diseño inicial del grosor de la loseta, el cual depende del nivel máximo del flujo de calor externo qaw, expresado en términos de la temperatura adiabática de pared Taw (qaw = εσTaw4).
Dependencia de las temperaturas máximas...
Figura 2: Dependencia de las temperaturas máximas de la estructura
metálica del Buran con la extensión del daño de la loseta del TPS:
1 corresponde a δini=67 mm para Taw=1520 K;
2 – a δini=63 mm para Taw=1320 K;
3 – a δini=40 mm para Taw=1170 K;
4 – a δini=24 mm para Taw=810 K.
(© V. Timoshenko)
De la gráfica se puede observar que en el peor escenario, la temperatura de la estructura metálica (aleación de aluminio D-16T) permanece por debajo de su temperatura de fusión Tmelt = 840 K, siempre que el grosor de la parte residual de la loseta sea mayor que el 5% de su valor inicial. Este peor caso corresponde a la máxima temperatura operacional permitida de las losetas del TPS, Taw = 1520 K, en las áreas directamente adyacentes a las estructuras calientes basadas en carbono-carbono del morro y de los bordes de ataque de las alas.

Incluso en caso de la pérdida completa de una sola loseta del TPS, el daño a la estructura metálica del RSV es solamente posible en áreas limitadas donde los flujos de calor más intensos actúan. Esto se puede observar en los extensos cálculos e investigaciones experimentales presentadas por Timoshenko (1993) en la Figura 3. Se consideran dos casos básicos de pérdidas de losetas, la pérdida de una loseta junto con su paño aislante de fieltro, y el desprendimiento de la loseta sin el paño de fieltro. En el último caso, la capa de fieltro residual funciona como una especie de aislante térmico, incluso después de su degradación térmica y contribuye a reducir el valor de Tstr,max.
Temperaturas máximas de la estructura metálica del Buran...
Figura 3: Temperaturas máximas de la estructura metálica del Buran Tstr,max
en los lugares de posibles pérdidas de losetas.
(© V. Timoshenko) Click para ampliar!
 
(*) Departamento de Estructuras Compuestas para Cohetes y Naves Espaciales, Facultad de Maquinaria Especial, Universidad Técnica Estatal Bauman de Moscú, Moscú, Rusia.
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