“Siempre que uno desea algo con todo el corazón, el ...tesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/13399/1/1305 2005.pdf · Vidrio/Termoendurecido 60 2.4.1. Pérdida de Masa 60 2.4.2

“Siempre que uno desea algo con todo el corazón, el Universo conspira entre sí para que se cumpla nuestro sueño”

Paulo Coelho

“I NFLUENCIA DEL AMBIENTE ESPACIAL EN LA SELECCIÓN DE

MATERIALES PARA EL DISEÑO DE VEHÍCULOS AEROESPACIALES”

“LA TECNICA AL SERVICIO DE LA PATRIA”

Instituto Politécnico Nacional Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica

Unidad Profesional Ticomán

Ingeniería en Aeronáutica

Opción de Titulación:

TESIS

Tema:

Presenta:

Rogelio Dorantes Bello Pasante de la Carrera de

Ingeniería en Aeronáutica

Dedicatorias y Agradecimientos

A mis padres:

A mis maestros:

A mis amigos:

Por haberme dado la vida y todo lo necesario para que pudiera crecer y llegar a ser la persona que soy hoy.

Por haberme enseñado el conocimiento que forma parte indispensable de la vida.

Por haber estado conmigo en las buenas y las malas y siempre haberme apoyado en todo momento.

Y a todos aquellos que me tendieron la mano cuando estaba caído, que me brindaron su confianza y la depositaron en mi, a todos ellos esto es por ustedes.

A mi hermana:

Que siempre me ha empujado para salir y seguir adelante.

Muchas Gracias !!!

“No hay que confundir nunca el conocimiento con la sa-biduría. El primero nos sirve para ganarnos la vida; la

sabiduría nos ayuda a vivir”.

Sorcha Carey

“En realidad, todas las cosas, todos los acontecimientos, para quien sabe leerlos con profundidad, encierran un

mensaje que, en definitiva, remite a Dios”.

Juan Pablo II

INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA

UNIDAD PROFESIONAL TICOMAN INGENIERIA EN AERONAUTICA

Objetivos

Objetivo

Proporcionar una herramienta adicional para el diseño de vehículos aeroespaciales en la LEO. Así como los distintos criterios utilizados en la selección de materiales de uso aeroespacial y principales subsistemas de vehículos aeroespaciales que se encuentran expuestos al ambiente espacial. Los materiales llamados aeroespaciales incluyen metales, polímeros, compuestos avanzados, pintura blanca y negra, así como cubiertas de control térmico. Los subsistemas incluyen componentes ópticos, celdas solares, baterías y dispositivos electrónicos. Comparar los efectos del ambiente espacial en los materiales con experimentos de corta y larga duración. Estos resultados proporcionan al diseñador de vehículos aeroespaciales uno de los aspectos para determinar los efectos del ambiente espacial en las propiedades de los materiales durante misiones de larga duración.



Justificación

Justificación

Los vehículos aeroespaciales están sujetos a una variedad de parámetros presentes en el ambiente espacial que generalmente tienen efectos adversos en los materiales del vehículo, componentes y/o ocupantes, y esto requiere utilizar estudios estadísticos en su protección. Estos efectos adversos se manifiestan asimismo en la forma de cambios en las propiedades de los materiales y/o componentes lo cual deteriora su función en las propiedades físicas del vehiculo; lo que también influye en su desempeño. Si estas condiciones son criticas, sus efectos resultan en fallas de misión y la pérdida del vehículo. Así, de esta manera se establecen criterios y procedimientos para determinar los parámetros que afectan a los vehículos y poder diseñar las protecciones estructurales y de materiales apropiadas para dichos vehículos.



Alcance

Alcance

La tecnología avanza a pasos agigantados, la aeronáutica no es la excepción, así como la tecnología aeroespacial, es por eso que la presente tesis persigue un aspecto de la gran gama de las cuales esta compuesta la tecnología aeroespacial que es parte del diseño de un vehículo aeroespacial considerando varias condiciones del ambiente espacial pero enfocándose más al ambiente de micrometeoritos e impactos de escombros espaciales los cuales producen daños de consideración en las estructuras durante las misiones de corta, mediana y larga duración y sus efectos en la selección de materiales.



Metodología

Metodología

La presente tesis se basa en los reportes emitidos por la NASA así como de

varios títulos relacionados con el ambiente espacial predominante durante las misiones de los vehículos espaciales y como se mencionó antes enfocándose en la última parte al efecto nocivo de los micrometeoritos mediante la simulación por computadora de este fenómeno, lo que proporciona un criterio adicional en la selección de materiales y en el diseño estructural.



Estado del Arte

Estado del Arte

Uno de los problemas más serios en los vuelos en general y particularmente en los espaciales es el de la estructura de la nave; dicho de otra manera, la resistencia mecánica que debe tener el vehículo para soportar las velocidades, aceleraciones, impactos y esfuerzos a los que habrá de verse sujeto. También deben tomarse en cuenta factores como las temperaturas y presiones que encontrará en su recorrido, y el factor igualmente importante, propio peso de la nave.

El desarrollo de materiales y los avances en la tecnología de la fabricación de partes para la exploración del espacio desempeñarán un papel fundamental en lo futuro. A partir del año 2000 se han desarrollado nuevas aleaciones y materiales compuestos para las partes estructurales, superaleaciones, cerámicas y compuestos de fibra de vidrio para los sistemas de propulsión.

La fabricación de materiales en la superficie terrestre se realiza siempre bajo la influencia de la aceleración gravitacional y la presencia de la atmósfera, que puede introducir contaminación adversa, la cual, sin embargo, puede eliminarse utilizando atmósferas artificiales con gases inertes. Prácticamente estamos imposibilitados para eliminar todos los efectos gravitacionales, y éstos son los responsables de fenómenos como la separación de fases, la segregación por densidad, los sobreenfriamientos y algunos tipos de contaminación. La posibilidad de realizar procesos de fundición, difusión, crecimiento de cristales, etc., en el espacio exterior brinda la oportunidad de eliminar los efectos derivados de la aceleración gravitacional y, consecuentemente, hace que esta posibilidad resulte sumamente atractiva.



Indice - a -

Índice

Índice de figuras i Índice de tablas iv Abevriaturas, acrónimos y símbolos viii Introducción I Capítulo 1 Consideraciones en el Diseño para el Ambiente Espacial

1 1.1. Efectos del Oxígeno Atómico 1 1.2. Efectos del Oxígeno Atómico en la Superficie de Recesión 1

1.2.1. Información de la Eficiencia de Reacción del Oxígeno Atómico 1 1.2.1.1. Predicciones de la Superficie de Recesión 3 1.2.1.2. Investigación de Técnicas 8

1.3. Efectos Atómicos en las Propiedades Ópticas 9 1.4. Radiación Ultravioleta (UV)/Efectos de la Exposición Solar 11 1.5. Cambios en las Propiedades Ópticas 12 1.6. Micrometeoritos e Impactos de Escombros 13 1.7. Modelo del Flujo de Impacto 13 1.8. Comparación del Modelo de Flujo con los Resultados LDEF 13 1.9. Modelo Derivado-LDEF para Predecir Micrometeoritos/Impactos de Escombros

15

1.10. Micrometeoritos e Impactos de Escombros en la Misión del Satélite Solar Max.

16

1.11. Deficiencias de los Modelos de Micropartículas 17 1.12. Comportamiento del Daño de Micrometeoritos e Impactos de Escombros

19

1.12.1. Penetración y Formación de Cráteres 19 1.12.2. Estallido 20

1.13. Efectos en los Materiales debido a los Micrometeoritos y Escombros 21 1.13.1. Metales 22 1.13.2. Compuestos 22

Referencias 24 Capítulo 2 Compuestos Avanzados

27 2.1. Compuestos de Matriz Polimerica 28

2.1.1. Carbono/Termoendurecido 28 2.1.2. Pérdida de Masa 29 2.1.3. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico 30 2.1.4. Daño por Impacto de Micrometeoritos y Escombros 34 2.1.5. Degradación de las Propiedades Mecánicas debido al Oxigeno Atómico

35

2.1.6. Elasticidad 35 2.1.7. Compresión 38 2.1.8. Cortante de Viga Corta 39 2.1.9. Flexión 41 2.1.10. Cambios Dimensionales 48



Indice - b -

2.1.11. Evaporación 49 2.1.12. Coeficiente de Expansión Térmica 50 2.1.13. Micro-fractura 51 2.1.14. Alabeo 53 2.1.15. Carbono/Termoplásticos 54 2.1.16. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico 55

2.2. Degradación en las Propiedades debido al Oxigeno Atómico 55 2.2.1. Elasticidad 55 2.2.2. Compresión 57 2.2.3. Flexión 58

2.3. Cambios Dimensionales 59 2.3.1. Evaporación 59 2.3.2. Micro-Fractura 59

2.4. Vidrio/Termoendurecido 60 2.4.1. Pérdida de Masa 60 2.4.2. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico 60 2.4.3. Degradación en las Propiedades Mecánicas debido al Oxigeno Atómico

61

2.5. Kevlar/Termoendurecido 62 2.5.1. Pérdida de Masa 62 2.5.2. Daño por Impacto de Micrometeoritos y Escombros 62 2.5.3. Degradación de las Propiedades Mecánicas debida al Oxigeno Atómico

63

Referencias 65 Capítulo 3 Protección Contra la Radiación Espacial

66 3.1. Ambiente de Radiación Espacial 66

3.1.1. Rayos Solares Cósmicos 66 3.1.2. Radiación Atrapada 67 3.1.3. Rayos Galácticos Cósmicos 69

3.2. Dosis de Radiación Permisibles 70 3.3. Análisis de Dosis 71

3.3.1. Análisis de Dosis de Protones 72 3.3.2. Análisis de Dosis de Núcleo Pesado 73 3.3.3. Electrones y el Análisis de Dosis Bremsstrahlung 74

3.4. Diseño de la Protección 75 3.5. Pruebas 76

3.5.1. Medida de la Radiación por Transmisión 76 3.5.2. Medida de la Distribución de la Masa 76 3.5.3. Experimentos No Tripulados 77 3.5.4. Pruebas de Vuelo Instrumentado 77

Referencias 78 Capítulo 4 Modelo Ambiental de Meteoritos

81 4.1. Observaciones y Medidas 81

4.1.1. Observaciones fotográficas 81 4.1.2. Observaciones de Radar 81 4.1.3. Medidas Directas 82

4.2. Velocidad del Meteorito 82



Indice - c -

4.3. Densidad del Meteorito 83 4.3.1. Datos de Observación 84 4.3.2. Medidas de Datos Directas 85

4.4. Desarrollo del Modelo del Flujo Masico Total del Meteorito 89 4.5. Factores Gravitacionales y Protección de Cuerpos 90 4.6. Materiales Expedidos en la Superficie Lunar 91 4.7. Criterio y Pruebas 92 4.8. Ambiente de Meteoritos 92

4.8.1. Promedio Total del Ambiente de Meteoritos 93 4.8.2. Meteoritos Esporádicos 93 4.8.3. Corriente de Meteoritos 93 4.8.4. Ambiente de Materiales Lunares Expedidos 94

Referencias 95

Capítulo 5 Simulación de Impacto de Micrometeorito/Escombro Espacial

97 5.1. Introducción 97 5.2. Modelo de la Simulación 98 5.3. Datos Empleados en la Simulación 99 5.4. Procedimiento de la Simulación 102

5.4.1. Definir Preferencias (2D) 102 5.4.2. Definir el Tipo de Elemento (2D) 103 5.4.3. Definir las Constantes Reales (2D) 104 5.4.4. Especificar los Modelos de Materiales (2D) 106 5.4.5. Creación del Modelo (2D) 107 5.4.6. Generación del Mallado (2D) 109

5.4.6.1. Generación del Mallado para el Micrometeorito y la Lámina 109 5.4.7. Aplicación de los Apoyos y la Carga Puntual Concentrada (2D) 110 5.4.8. Obtener la Solución (2D) 112 5.4.9. Ver los Resultados (2D) 113 5.4.10. Definir Preferencias (3D) 121 5.4.11. Definir el Tipo de Elemento (3D) 121 5.4.12. Definir las Constantes Reales (3D) 122 5.4.13. Especificar el Modelo de Material (3D) 123 5.4.14. Creación del Modelo (3D) 125 5.4.15. Generación del Mallado para la Lámina. 128 5.4.16. Aplicación de los Apoyos y la Carga Puntual Concentrada (3D) 130 5.4.17. Obtener la Solución (3D) 134 5.4.18. Ver los Resultados (3D) 135

Referencias 144

Apéndice

145

Conclusiones

153



Indice de figuras

- i -

Índice de figuras

Capitulo 1 Consideraciones en el Diseño para el Ambiente Espacial. Figura Descripción Página

1-1 Grafica del Flujo del AO para la Predicción de la Superficie de Recesión. 3

1-2 Estimación de Tasa Elevada de 10.7 cm. para los Ciclos de Flujo Solar 22 y 23. 4

1-3 Comparación de Diámetros de Cráteres al Número de Cráteres por m2: Comparación de Datos LDEF con Modelos de Predicción para 172° de Superficie de Ariete. 14

1-4 Comparación de Diámetros de Cráteres al Número de Cráteres por m2: Comparación de Datos LDEF con Modelos de Predicción para 8° de Superficie de Ariete. 14

1-5 Distribución de Tamaño de Cráteres y Orificios en los Combustores de Aluminio de la Misión Solar Max. 17

1-6 Corte Esquemático de Daño por Impacto en Metales... 221-7 Diagrama esquemático de la Morfología de Daño y Medida de

Diámetros debido a Impactos en Compuestos. 23 Capitulo 2 Compuestos Avanzados. Figura Descripción Página

2-1 Comparación de la Rigidez Específica y las Propiedades de

Fuerza de Compuestos Avanzados y Metales. 272-2 Pérdida de Espesor de Compuestos de Carbono como función

del Flujo del AO. 312-3 Profundidad de la erosión por AO contra Contenido de Fibras

del LDEF en Compuestos de Carbono/Epoxico. 332-4 Morfología del Daño por Impactos en Compuestos. 342-5 Efectos de la Exposición del Vuelo LDEF en la Resistencia a la

Tensión de los Compuestos de Epoxicos. 362-6 Efectos de la Exposición del Vuelo LDEF en el Modulo elástico

de los Compuestos de Epoxicos. 372-7 Reducción en la Resistencia al Cortante de Viga Corta para el

Borde Principal el LDEF en Compuestos de Carbono. 412-8 Reducción en la Resistencia a la Flexión para los Compuestos

de Carbono del Borde Principal en el LDEF. 432-9 Reducción en el Modulo a la Flexión para los Compuestos de

Carbono en el Borde Principal en el LDEF. 442-10 Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de

Flexión del Epoxico T300/934. 452-11 Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de

Flexión del Epoxico AS-4/3501-6. 46



Indice de figuras

- ii -

2-12 Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del C6000/PMR-15. 47

2-13 Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del Carbono/LARC 160. 52

2-14 Historia Térmica para Compuestos Con y Sin Recubrimiento en el LDEF. 53

2-15 Densidad de Micro-fractura contra Posición para Compuestos Con y Sin Recubrimiento en el LDEF. 56

2-16 Efectos del Vuelo de Exposición en las Propiedades Elásticas del Carbono/Polysufone. 56

2-17 Efectos del Vuelo de Exposición en el Modulo de Elasticidad del Carbono/Polysufone. 56

2-18 Efectos de Exposición en Vuelo de las Propiedades de Flexión y el Modulo a la Flexión del T300/P1700. 58

Capitulo 3 Protección Contra la Radiación Espacial. Figura Descripción Página

3-1 Dosis de Protones Solares como Función del Espesor de la Protección de Aluminio y Nivel de Confiabilidad para el Solar Maximun. 66

3-2 Variación del Protón Solar con la Duración de la Misión para el Solar Maximun. 67

3-3 Rango de Dosis de Protones Atrapados como Función del Espesor de la Protección de Aluminio en una Orbita de Altitud Circular. 68

3-4 Dosis de Rayos Galácticos Cósmicos en el Espacio Libre a 1 AU. 69

3-5 Variación de los Rayos Galácticos Cósmicos con la Inclinación de la Orbita Circular. 70

3-6 Efectividad Relativa de la Protección Contra Protones y Rayos Alfa 71

3-7 Dosis Bremsstrahlung como Función del Espesor de la Protección de Aluminio en Altitudes de Orbita Circular. 74

Capitulo 4 Modelo Ambiental de Meteoritos. Figura Descripción Página

4-1 Comparación de Datos de Flujo-Masa de Meteoritos

Esporádicos Acumulativos y el Modelo Esporádico Adoptivo. 834-2 Factor de Relación de Actividad contra el Periodo de Actividad

para Corrientes Mayores basados en Meteoros Fotográficos con Masa de m ≥ 10-1 gramos. 84

4-3 Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito de Hierro-Níquel. 88

4-4 Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito de Aluminio. 88



Indice de figuras

- iii -

4-5

Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito Promedio.

894-6 Promedio Total Acumulativo de Meteoritos para el Modelo

Flujo-Masa para 1 AU. 904-7 Promedio Total Acumulativo del Flujo-Masa de Meteoritos

Modelo para 1 AU. 914-8 Distribución Promedio Acumulativo de Flujo-Masa de Material

Lunar Expedido para cada Tres Intervalos de Velocidad. 92 Capitulo 5 Simulación de Impacto de Micrometeoritos/Escombro Espacial Figura Descripción Página

5-1 Diagrama Representativo de la Simulación de Impacto. 985-2 Ventana de Preferencias para el Inicio de la Simulación. 1035-3

(a) (b) Ventanas donde se Selecciona el Tipo de Elemento. 103-104

5-4 Ventana de Elección del Tipo de Elemento. 1055-5 Ventana de Valores de Área, Momento de Inercia y Altura. 1055-6 Ventana de Selección del Modelo de Material para la Lámina. 1065-7 Ventana de las Propiedades Mecánicas de la Lámina. 1075-8 Ventada de Definición de Material. 1075-9 Ventana de “In Active CS” 108

5-10 Líneas ya seleccionadas. 1085-11 Selección de los Atributos del Elemento para el Mallado de la

Lámina. 109

5-12 Imagen de la Viga una vez Mallada. 1095-13 Ventana del Análisis de Carga. 1105-14 Ventana de Selección de Desplazamientos. 1115-15 Viga con Apoyos. 1115-16 Ventana de Selección de Carga Puntual. 1125-17 Viga ya Cargada. 1125-18 Ventana de Solución. 1125-19 Ventana de Solución Completada. 1135-20 Ventana de Resultados para Desplazamientos. 1145-21 Viga con los Desplazamientos. 1145-22 Ventana del Listado de Resultados (Desplazamientos). 1155-23 Lista de Desplazamientos. 1155-24 Ventana de Resultados para Esfuerzos. 1165-25 Viga con los Esfuerzos. 1175-26 Ventana del Listado de Resultados (Esfuerzos). 1175-27 Lista de Esfuerzos. 1185-28 Ventana de Resultados de las Reacciones. 1185-29 Resultados de las Reacciones. 1195-30 Secuencia de Animación de Resultados. 1195-31 Ventana de Animación. 1205-32 Viga con Animación. 1205-33 Ventana de Preferencias para el Inicio de la Simulación. 121



Indice de figuras

- iv -

5-34 Ventana para la Definición del Elemento. 1225-35 Ventana para la Definición del Elemento. 1225-36 Ventana de Constante Reales de la Lámina. 1235-37 Ventana de Propiedades de Material de la Lámina. 1245-38 Ventana de las Propiedades Mecánicas de la Lámina. 1245-39 Ventada de Definición de Material. 1255-40 Ventana de “In Active CS” 1255-41 Puntos Creados. 1265-42 Ventana de Selección de Puntos. 1265-43 Líneas Creadas. 1275-44 Ventana de Creación de Áreas por medio de Líneas. 1275-45 Líneas Seleccionadas. 1285-46 Área Creada. 1285-47 Selección de los Atributos del Elemento para el Mallado de la

Lámina. 129

5-48 Área Seleccionada. 1295-49 Lámina Mallada. 1305-50 Ventana del Análisis de Carga. 1305-51 Ventana para la Aplicación de los Apoyos. 1315-52 Lámina con Apoyos. 1315-53 Ruta para Enumerar los Nodos. 1325-54 Ventana de Aplicación de la Carga. 1335-55 Ventana de Asignación de Valor de la Carga. 1335-56 Indicación de Ansys. 1345-57 Ventana de Solución (1). 1345-58 Ventana de Solución (2). 1345-59 Ventana de Indicación de Solución. 1355-60 Lámina Resuelta. 1355-61 Ventana de Resultados para Desplazamientos. 1365-62

(a) (b) (c)

Lámina Afectada por los Desplazamientos en Diferentes Vistas. 136-137

5-63 Ventana de Lista de Resultados para Desplazamientos. 1385-64 Ventana de Resultados de Esfuerzos para la Lámina. 1395-65

(a) (b) (c)

Lámina Afectada por los Esfuerzos en Diferentes Vistas. 139-140

5-66 Ventana del Listado de Resultados (Esfuerzos). 1415-67 Ventana de Resultados de las Reacciones. 1415-68 Secuencia de Animación de Resultados. 1425-69 Ventana de Animación. 1435-70 Secuencia de Animación de Resultados. 1435-71 Ventana de Animación. 144



Indice de tablas

v

Índice de tablas

Capitulo 1 Consideraciones en el Diseño para el Ambiente Espacial.

Tabla Descripción Página

1-1 Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales Poliméricos en

la LEO 51-2 Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales de Control

térmico en la LEO. 61-3 Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales Compuestos

en la LEO. 61-4 Eficiencias de la Reacción del AO en Lubricantes y Capas en la

LEO. 71-5 Eficiencias de la Reacción del AO en Metales Seleccionados en

la LEO. 81-6 Efectos del Oxígeno Atómico en los Materiales. 91-7 Efecto del Oxígeno Atómico en la LEO en las Propiedades

Ópticas de los Materiales. 10, 111-8 Comparación de la Predicción y Número Observado de Orificios

en Cubiertas Térmicas LDEF. 151-9 Diámetro de Estallido a la Relación del Diámetro del cráter. 21

Capitulo 2 Compuestos Avanzados. Tabla Descripción Página

2-1 Exposición de Compuestos Avanzados en el Ambiente LEO. 282-2 Compuestos Poliméricos Expuestos en el Ambiente LEO. 292-3 Pérdida de Masa Típica de Materiales Compuestos de

Carbono/Epóxico. 302-4 Rangos de Erosión del Oxígeno Atómico para Carbono Termo

endurecido. 302-5 Resumen de las Características de Impacto en Muestras de

Compuestos de Carbono Epoxico. 352-6 Propiedades Elásticas del Carbono T300/Epoxico 934. 372-7 Propiedades Elásticas del Carbono C6000/Polímero PMR-15. 382-8 Propiedades de Compresión del Carbono T300/Epoxico 934. 382-9 Propiedades de Compresión del Carbono C6000/polímero

PMR-15. 392-10 Resistencia al Cortante de Viga Corta para Exposición en Vuelo

del Carbono Epoxico en el LDEF. 402-11 Información de la Prueba de Flexión para Carbono

Termoendurecido en el Experimento M0003-9 del LDEF. 422-12 Propiedades de Flexión para el Carbono T300/Epoxico 934. 482-13 Propiedades de Flexión para el Carbono C6000/polímero PMR-

15. 48



Indice de tablas

vi

2-14 Tiempo de Vacío por Gas y Cambios Dimensionales para Compuestos de Carbono/Epoxico. 49

2-15 Valores de Coeficiente de Expansión Térmica para el UTIAS/Muestras de Compuestos Termoendurecidos. 50

2-16 Coeficiente de Expansión Térmica de Compuestos de Carbono Expoxico en el LDEF. 51

2-17 Micro-fractura/Pulgada de los Compuestos de Carbono Termoendurecido Expuesto en el Espacio. 52

2-18 Comparación del Alabeo de Pre-vuelo y Post-Vuelo para Compuestos Poliméricos. 54

2-19 Compuestos de Carbono/Termoplástico Expuestos en el Ambiente LEO. 54

2-20 Rangos de Erosión del Oxígeno Atómico para Materiales Compuestos Termoplásticos. 55

2-21 Propiedades de Elasticidad para el Carbono T300/Polysufone P1700. 57

2-22 Propiedades Mecánicas del Carbono T300/Polysufone P1700. 572-23 Propiedades Mecánicas del Carbono T300/Polysufone P1700. 592-24 Micro-fractura/Pulgada del Compuesto de Carbono/Polysufone. 592-25 Pérdida de Masa Típica de Materiales Compuestos de Vidrio

Epoxico. 602-26 Rangos de erosión para Compuestos de Vidrio/Epoxico en el

Experimento AO171. 612-27 Resistencia al Cortante de Viga Corta para Compuestos de

Vidrio/Epoxico en el LDEF. 612-28 Pérdida de Masa Típica para Materiales Compuestos de Kevlar

Epoxico. 622-29 Resumen de las Características de los Impactos en las

Muestras del Compuesto de Kevlar Epoxico. 632-30 Resistencia al Cortante de Viga Corta para el Kevlar/Epoxico

X904B. 632-31 Propiedades de flexión del Kevlar/Epoxico X904B. 64

Capitulo 4 Modelo Ambiental de Meteoritos. Tabla Descripción Página

4-1 Datos de Medidas de Penetración de Flujo-Masa Esporádicos. 854-2 Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito de

Hierro-Níquel. 864-3 Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito de

Aluminio. 874-4 Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito

Promedio. 874-5 Corrientes Mayores de Meteoritos. 94



Indice de tablas

vii

Capitulo 5 Simulación de Impacto de Micrometeoritos/Escombro Espacial Tabla Descripción Página

5-1 Propiedades Mecánicas Empleadas para la Simulación de la

Lámina. 102



Abevriaturas, acrónimos y símbolos

- viii -

Abreviaturas, acrónimos y símbolos

•

A Ángstrom

Al Aluminio AO Oxigeno atómico ASTM Sociedad Americana para las prueba de materiales C Centígrado CLEO Baja orbita terrestre circular cm Centímetro CTE Coeficiente de expansión térmica DoD Departamento de defensa EDAC Detección de error y corrección EMI Interferencia electromagnética ESH Horas equivalentes solares ESA Agencia espacial europea EUV Rayos UV extremos Et Esfuerzo tangencial Ex Esfuerzo de trabajo F10.7 Relación de 10.7 cm de flujo solar °F Fahrenheit gm Gramo GCR Rayo cósmico galáctico GEO Orbita geosincrona Ghz Gigahertz GPS Sistema de posicionamiento global

HEO Orbita altamente elíptica HSLA Alta-baja fuerza permisible HVI Impacto de hipervelocidad Hz

Hertz

IR Infrarrojo in Pulgadas

JPL Laboratorio de propulsión a chorro JSC Centro espacial Johnson

K Kelvin KeV Volt kiloelectron kg Kilogramo



Abevriaturas, acrónimos y símbolos

- ix -

kHz Kilohertz km Kilómetro KSC Centro espacial Kennedy ksi Kilo libra sobre pulgada cuadrada LaRC Centro espacial Langley LMSC Compañía Lockheed de misiles y espacio LEO Orbita baja terrestre LDEF Instalación de exposición de larga duración LeRC Centro de investigación Lewis LSI

Integración de larga escala

m Metro MIL-STD Estándar militar MDSSC Compañía McDonell Douglas de sistemas espaciales NASA Administración Nacional de Aeronautica y del Espacio nm

Nanometro

PL Laboratorio Phillips Pmp Punto de máxima potencia

Re Radio terrestre sec Segundo SIG Grupo de investigación espacial SMM Misión Solar Máx. TCSE Superficies experimentales de control termico TML Perdida total de masa UV Rayos ultravioletas UTIAS Universidad de Toronto para estudios espaciales UTRC

Centro de investigaciones de tecnologías United

α Absorción ε Emisividad μ Micrón, micrómetro λ Longitud de onda σyield Esfuerzo de cadencia ρ Densidad γ Relación de Poisson



Introducción

- I -

Introducción

La importancia de esta tesis es auxiliar a los ingenieros diseñadores de vehículos espaciales proporcionando las propiedades y desempeño de los materiales. El desempeño de las propiedades definen la mayor parte de los materiales empleados en los vehículos espaciales. Por ejemplo, una propiedad básica del material para los polímeros y compuestos es la eficiencia a la reacción con el AO (Oxígeno Atómico por sus siglas en inglés), el cual se define como la perdida de volumen por átomo de oxígeno. La eficiencia a la reacción se caracteriza por la disminución del material en presencia del flujo del AO. La perdida total de masa es generalmente lineal en proporción al flujo total de AO. Para algunos materiales como la película FEP de teflón, la relación es no-lineal debido a las interacciones sinérgicas anticipadas de AO/rayos UV. Otras propiedades para el diseño de vehículos espaciales incluyen propiedades termo-ópticas y cambios dimensionales debido a la evaporación y por efectos térmicos cíclicos. Cuando es necesario, se identifican las reglas que gobiernan las relaciones entre el ambiente de la LEO y los efectos en los materiales y sistemas en general. La información contenida en esta tesis se puede clasificar en términos de su gran relevancia en el proceso de diseño. En términos de la disminución de la utilidad del diseño se identifican 3 categorías:

• Los resultados obtenidos del análisis y pruebas los cuales se usan típicamente en el diseño de estructuras de vehículos espaciales para el ambiente LEO. Esta información se usa en al menos un número estadístico de muestras con cierto margen de error. Los ejemplos de este tipo de información de diseño incluyen la superficie de recesión del teflón plateado como función del flujo del oxígeno atómico y la duración de la misión, los valores de absorción de las pinturas de control térmico y los cambios dimensionales en los vehículos espaciales debido a la ausencia de humedad.

• La información comparativa para la selección del material y el análisis de

intercambio de materiales conductores.

• Finalmente, la información de la que se dispone, heredada de los materiales de vuelo utilizados están disponibles.

En suma, proporcionar una herramienta de diseño que nos permita identificar

los materiales adecuados para el uso en el ambiente natural espacial; Esta tesis se puede usar también para evitar los materiales que son comúnmente vulnerables a uno o más componentes del ambiente natural espacial. Por lo tanto, esta tesis identifica la falta del conocimiento actual de los efectos del ambiente espacial en los materiales más prometedores tales que lo que falta es solo cuestión de tiempo.

Un fenómeno similar ocurre en el cuerpo humano, para clarificar el tema del

comportamiento del cuerpo humano expuesto al vacío examínenos un momento la importancia de un ambiente presurizado. La presión atmosférica está determinada por la densidad del aire y su temperatura. Literalmente puede entenderse como el peso de la masa de aire que forma la atmósfera sobre cada centímetro cuadrado de superficie. En el caso de la Tierra, este peso equivale aproximadamente a 1.02 kilogramos por

http://es.wikipedia.org/wiki/Presi%F3n_atmosf%E9rica



Introducción

- II -

centímetro cuadrado. La presión atmosférica permite regular nuestra respiración, creando un gradiente que mantiene el oxígeno en el cuerpo donde se consume por las células, mientras que el dióxido de carbono que estas producen se elimina; al mismo tiempo mantiene algunos gases disueltos en el sistema circulatorio.

La sangre tiene una mayor presión que en el ambiente externo. La presión

típica de la sangre es de 75/120. La parte del “75” significa que entre los latidos, la sangre tiene una presión de 75 Torr (igual a 100 mbar) por encima de la presión externa. Si la presión externa desciende a cero a una presión sanguínea de 75 Torr el punto de ebullición del agua es de 46°C. Esto es por encima de la temperatura del cuerpo (37°C). La sangre no ebullirá debido a la presión de los vasos sanguíneos que mantienen una alta presión, lo suficiente que la temperatura corporal se mantiene por debajo del punto de ebullición; al menos hasta que el corazón deje de latir.

En el espacio exterior existen partículas y moléculas, pero en una densidad tan

baja que su efecto es despreciable, con lo que la presión sobre el organismo es nula. El resultado final de la exposición de un organismo vivo a las condiciones del espacio (o a un ambiente de presión casi despreciable) es la muerte, pero de una manera menos espectacular que la indicada por las películas. Cuando la presión baja por debajo de 47 milímetros de mercurio, el agua que compone las células pasa al estado de vapor, comenzando por las que se encuentran en la superficie de la piel.

Se pierde entonces calor por el efecto de transición entre las fases líquida y gaseosa del agua (se necesita entregar calor para evaporar el agua, y éste se extrae del organismo). Luego de unos pocos segundos, el efecto de colapso de las células causa una interrupción en la circulación de la sangre, anorexia aguda y convulsiones. En menos de un minuto se pierde la conciencia, y finalmente, si la presión no se restaura, se produce la muerte.

La información contenida en esta tesis es una compilación de experimentos de vuelo así como resultado también de experimentos de laboratorio especializados realizados en tierra.

Por lo tanto, esta tesis identifica los parámetros críticos del ambiente espacial

que afectaran el desempeño de los materiales y los componentes de los vehículos en el ambiente espacial de la LEO, por ejemplo, cambios dimensionales, resultado de compuestos sometidos a humedad por evaporación, cambios en las propiedades ópticas debido a la exposición del flujo del AO/rayos UV, la degradación de los compuestos debido al flujo de AO inducido en la superficie de erosión. Este conocimiento es necesario para los diseñadores en su decisión de selección de materiales y diseño de componentes considerando la misión orbital en particular.

Las estrellas fugaces se originan por entrada de pequeñas partículas de polvo

interplanetario a unos 100 Km de altitud. El brillo de estos meteoros se debe principalmente a que se ioniza el gas atmosférico atravesado por la partícula interplanetaria, más que a la desintegración de ésta. Perdiendo velocidad sin desintegrarse, algunas de estas partículas quedan en suspensión formando las llamadas nubes noctilucentes. Al cabo de los años, estas partículas pueden caer hacia las capas más bajas de la atmósfera y llegar a depositarse en el suelo, en cuyo caso se las denomina micrometeoritos. Éstos suelen tener un tamaño comprendido entre 50 y 500 milésimas de milímetro.

http://www.salonhogar.com/ciencias/fisica/estados_materia/cambios_estados.htm

http://www.salonhogar.com/ciencias/fisica/estados_materia/cambios_estados.htm



Introducción

- III -

Los micrometeoritos Son partículas provenientes del espacio extraterrestre, de

algunas milésimas de milímetro de diámetro, que llueven incesantemente sobre la Tierra sedimentándose sobre el fondo de los océanos o sobre los casquillos polares, donde sus capas acumuladas por el tiempo pueden ser fácilmente reconocibles. Asimismo, estos provocan daños en satélites, sondas, estaciones espaciales. No son otra cosa que el componente más pequeño de ese material más tosco que produce los espectaculares fenómenos de Meteoros y Meteoritos. Por lo tanto es común el origen de los micrometeoritos con el de los meteoritos: la disgregación de cometas y el choque entre asteroides.

A su vez, los meteoritos son un fragmento más o menos grande de material

extraterrestre, que cae al suelo y es recuperado. El fenómeno luminoso al que da lugar este cuerpo penetrando en la atmósfera se llama en cambio Meteoro. El número total de meteoritos que caen en nuestro planeta es estimado en unos 500 al año; pero de estos, 300 terminan en los océanos, mientras un buen porcentaje de los que llegan al suelo caen en zonas desérticas; así, el número de los que se encuentran anualmente es muy bajo y no supera actualmente la decena.

Ingenieros de la NASA iniciaron los preparativos para el lanzamiento de un

cohete desde el cual disparó un proyectil de cobre contra un cometa cuando se encontraba cerca de la Tierra, a 150 millones de kilómetros. La nave espacial Deep Impact de la NASA llegó a Florida y fue lanzado el 30 de diciembre de 2004. La nave espacial Deep Impact fue diseñada para lanzar un proyectil de cobre a la superficie del cometa Tempel 1 el 4 de julio de 2005, cuando el cometa estuvo a 133.6 millones de kilómetros (83 millones de millas) de la Tierra. Cuando estos 372 kilogramos (820 libras) del "impactor" golpearon la superficie del cometa a aproximadamente 37,000 kilómetros por hora (23,000 millas por hora), el proyectil de 1 metro por 1 metro (39 por 39 pulgadas) creó un cráter que podría ser tan grande como un campo de fútbol. Las imágenes de la colisión fueron captadas por cámaras del cohete que las transmitieron a través de las antenas de "Deep Space Network" (DSN), una red internacional de antenas que respalda las comunicaciones de las misiones de la NASA en órbita terrestre.



Capítulo 1

Consideraciones en el Diseño Espacial para el Ambiente Espacial - 1 -

Capítulo 1 Consideraciones en el Diseño para el Ambiente

Espacial 1.1. Efectos del Oxígeno Atómico

El principal gas en la LEO es el oxigeno atómico, el cual corroe materias orgánicas y algunos óxidos de materiales en el timón vertical de la nave espacial. Los materiales considerados para las naves espaciales y satélites comerciales deben ser estudiados debido a la susceptibilidad de las interacciones del oxigeno atómico el cual produce erosión o degradación de la superficie en sus propiedades ópticas y mecánicas que pueden dar como resultado una falla en los sistemas de la aeronave para conseguir los objetivos planteados de la misión. Como el grado de la degradación de la superficie es directamente proporcional al flujo del oxígeno atómico (flujo totalmente integrado), y el flujo, en turno, se determina por dichos parámetros como pueden ser la altitud de la nave espacial, inclinación orbital, duración de la misión y las condiciones de la actividad solar, los materiales más aceptables para cada aplicación puede no serlo para otras. Consecuentemente, más allá de listar los materiales aceptables para sistemas de naves espaciales bajo diversos conjuntos de circunstancias operacionales, entonces:

1. Estableceremos lineamientos para ayudar en la selección del material a los diseñadores de las naves espaciales.

2. Proveer de una grafica para estimar el flujo del oxigeno atómico y por consecuencia la grado de erosión de la superficie que experimentará la aeronave en su vida operativa.

1.2. Efectos del Oxígeno Atómico en la Superficie de Recesión 1.2.1. Información de la Eficiencia de Reacción del Oxígeno Atómico

La mayoría de los datos relacionados con el comportamiento de los materiales en ambientes de oxígeno atómico se obtuvieron de experimentos en viajes espaciales. Estos viajes revelaron la exposición limitada de materiales típicamente usados en la construcción de naves espaciales para el barrido de choque y condiciones atmosféricas en el timón vertical [1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11]. La altitudes seleccionadas para estos experimentos (220 y 300 km) y con una exposición de 40 horas produjeron altos niveles de flujo (1.0 x 1020 a 3.5 x 1020 átomos/cm2) los cuales son típicos para operaciones de naves espaciales futuras a mayores altitudes (500 a 600 km) con una duración en periodos de 1 año o más con condiciones nominales de actividad solar.

El LDEF claramente demostró que en un viaje de larga duración el oxígeno atómico en la LEO corroerá los materiales polímeros que están en vuelo, los cuales incluyen todos aquellos usados comúnmente en la nave espacial para el aislamiento térmico y eléctrico, como pintura de vehículos y matrices compuestas. Los rangos de erosión varían en diferentes materiales y parecen cambiar con la longitud de exposición de algunos polímeros. Además los resultados de una prueba de corta



Capítulo 1


exposición en la LEO pueden no proveer la información que pueda ser extrapolada para predecir rangos de erosión en exposiciones de larga duración [12]. Afortunadamente, esta erosión se puede prevenir completamente con delgadas cubiertas de metales como el Aluminio y óxidos tales como silicio; muchas de las cubiertas también se adhieren bien al polímero o a las muestras de superficies de substrato compuesto a pesar de los ciclos térmicos durante cada órbita.

Como las exposiciones resultaron en perdidas significativas de material (las muestras orgánicas experimentaron perdidas de grosor de 12 μm ~ 0.5 μm), las medidas de cambio de masa de las muestras del viaje revelaron un excelente aumento de reactividad de material en el ambiente. La mayoría de la información obtenida son reportes en términos de parámetros de reactividad que cuantifica la susceptibilidad de un material de ser erosionado por el oxígeno atómico, conocido como “Producto de la erosión” o la “Eficiencia de la reacción” (Re). El parámetro es definido como: Re = Volumen de material perdido/Total del no. de incidencia de átomos de O (cm3/atom) El valor de Re puede ser calculado usando la relación:

tAmRe φ

ρ/Δ=

Donde: • Δm = Masa perdida en gramos • ρ = Densidad (g/cm3) • Φ = Incidencia de flujo de átomos de Oxigeno (átomos/cm2 –s) • t = Tiempo de exposición (s) • A = Área expuesta (cm2)

Note que Φt = F, donde F es la flujo total de los átomos de oxígeno, el cual se obtiene de modelos atmosféricos, velocidad de la nave espacial y el tiempo histórico de exposición. Por consecuencia las eficiencias de reacción se derivan de los viajes espaciales que pueden ser usados al computar superficies de recesion para materiales sujetos al ambiente orbital por la siguiente ecuación:

eT xRFx =Δ Donde FT es el flujo acumulado, Re es la eficiencia de reacción y Δx es la superficie de recesion.

Por tanto, las propiedades de la eficiencia de reacción también pueden ser definidas como el grosor del material perdido normalizado al flujo del oxígeno total.



Capítulo 1


1.2.1.1. Predicciones de la Superficie de Recesion

Para ayudar a los diseñadores de naves espaciales en la estimación de los efectos del flujo del oxígeno atómico en superficies específicos bajo cuestión, un estudio de parámetros fue elaborado para evaluar los efectos de la altitud, inclinación, y la actividad solar en el flujo del oxígeno atómico y sus cambios asistidos en las superficies de recesion. Las altitudes e inclinaciones elegidas para sus estudios en rangos de 150 a 900 km y desde 0 a 89° respectivamente [13]. Los parámetros de actividad solar usados en los cálculos representados en bajas, medianas y altas en condiciones de actividades. Añadiendo, el flujo es también fuertemente influenciado por la orientación de la superficie, siete superficies fueron elegidas para el análisis y estos parámetros variaron. Estas orientaciones de las superficies incluidas tres superficies E (timón vertical y de efectos oblicuos), dos superficies I (solar y antisolar) y dos superficies B (espacio profundo y vista a la Tierra). Los resultados de este análisis abarcan una descripción generalizada de la manera la cual cambia en la superficie de orientación, altitud, inclinación y actividad solar afectando la fluencia total acumulada.

El flujo como función de la altitud para varias actividades solares y orientaciones de superficies se muestra en la Fig. 1-1[13]. La densidad del oxígeno atómico usado para calcular el flujo se obtuvieron del modelo termosferico MSIS-83, el cual predice concentraciones de componentes atmosféricos como función y resultado de introducir parámetros como altitud, estación del año, latitud, longitud, hora local solar y condiciones de actividad solar [14]. El índice de flujo solar para cada año en que la nave espacial expuesta en la LEO se obtuvo usando la Fig. 1-2 la cual muestra las predicciones de actividad solar del ciclo 22 y el ciclo que comenzó en 1988 [15]. Para proveer estimaciones conservadoras del flujo acumulado, Las variaciones 2σ sobre los promedios estadísticos de largo alcance de la actividad solar se introdujeron en el modelo MSIS-83 [16].

Fig. 1-1. Grafica del Flujo del AO para la Predicción de la Superficie de Recesion.



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Fig. 1-2. Estimación de Tasa Elevada de 10.7 cm. para los Ciclos de Flujo Solar 22 y

23.

Las predicciones de la superficie de recesion como función del flujo del oxígeno atómico se pueden determinar por la grafica de la Fig. 1-1 usado el siguiente procedimiento [15]:

1. Estimar el índice de flujo solar para cada año en que la nave espacial es expuesta al ambiente LEO usando la Fig. 1-4 la cual muestra la predicción de actividad solar para el ciclo solar 22, el ciclo que comenzó en 1988.

2. Seleccione la altitud de la aeronave y la altitud orbital de la superficie en cuestión.

3. Usando la información anterior, lea de la parta baja de la grafica la escala de cantidad de fluencia por año por cada año de operación de la nave espacial. Para obtener una estimación de la cantidad de la superficie de recesion en un año en base para el material en consideración, multiplicando estos valores de flujo por los valores de reactividad de materiales mostradas en las Tablas 1-1 a la 1-5. Estos cálculos disminuye la cantidad de superficie de recesion (en cm.) para cada año que la nave espacial es expuesta en condiciones orbitales. Nota: Si el material es altamente reactivo como el Kapton (Re = 3.0 x 10-24 cm3/átomos), una estimación de la superficie de erosión por año en base puede ser obtenido directamente de la escala superior de la grafica.

4. La suma de los valores de (1) flujo por año, y (2) superficie de recesion por año calculada en el paso 3 sobre la vida útil de la nave espacial. Estas cantidades representan una buena estimación para el flujo total y la superficie de recesion total para cada superficie en cuestión que experimentará durante el tiempo de la misión.



Capítulo 1


Tabla 1-1. Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales Poliméricos en la LEO



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Tabla 1-2. Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales de Control Térmico en la LEO.

Tabla 1-3. Eficiencias de la Reacción del AO en Materiales Compuestos en la LEO.



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Tabla 1-4. Eficiencias de la Reacción del AO en Lubricantes y Capas en la LEO.



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Tabla 1-5. Eficiencias de la Reacción del AO en Metales Seleccionados en la LEO. 1.2.1.2. Investigación de Técnicas

Los materiales considerados para la construcción espacial necesitan ser evaluadas por los diseñadores por susceptibilidad de interacciones de oxígeno atómico. Las técnicas antes mencionadas pueden ser usadas para predecir la cantidad de erosión de la superficie que pudiera experimentar por las superficies en cuestión durante una misión. Si la cantidad de la degradación de la superficie es considerada inaceptable, los materiales sensibles se pueden cubrir con una pequeña cantidad de materiales reactivos al oxígeno atómico tales como el óxido de silicón, óxido de aluminio, silicón RT, etc. o pueden ser sustituidos por materiales con propiedades similares, pero los cuales son menos reactivos en el oxígeno atómico ambiental. La tabla siguiente resume los efectos del oxígeno atómico en los materiales.



Capítulo 1


Material Efectos del oxígeno atómico Compuestos La erosión de los compuestos de fibra de carbono se puede

predecir de la reactividad del carbono. Los compuestos de fibra de vidrio se autoprotege.

Pinturas Se difunde corrosión no lineal Polímeros Los polímeros sin llenar reaccionan linealmente con el

oxígeno atómico Metales La reacción es no lineal y depende fuertemente de la

temperatura, esfuerzo y la micro-estructura; el acomodamiento del orden de menos de 10 átomos por 104 de incidencia.

Cerámicos cristalinos La densificación acompañada por una disminución de menos de cien angstroms resultado de la exposición espacial.

Tabla 1-6. Efectos del Oxígeno Atómico en los Materiales.

1.3. Efectos Atómicos en las Propiedades Ópticas.

Todos los materiales los cuales forman óxidos volátiles ante un bombardeo de oxígeno atómico se utilizan para desarrollar una textura de superficie microscópica compuesta de fibras de soporte-izquierdo o conos. Esta textura tiende a tener una influencia en las propiedades ópticas de los materiales, causando un incremento significativo en la difusión de la reflexión. La tabla 1-7 delinea los cambios en la absorción solar y la emisión térmica de materiales expuestos en el oxígeno atómico en la LEO.



Capítulo 1


Tabla 1-7. Efecto del Oxígeno Atómico en la LEO en las Propiedades Ópticas de los Materiales.



Capítulo 1


Tabla 1-7. Efecto del Oxígeno Atómico en la LEO en las Propiedades Ópticas

de los Materiales. 1.4. Radiación Ultravioleta (UV)/Efectos de la Exposición Solar

Los EUV (rayos ultravioletas extremos) y los rayos UV, varían en patrones similares al número de manchas solares (SSN), esta variedad se traduce en una variación de energía disponible en la termósfera. La variación resultante de temperatura exosférica en turno, produce una variación en el ciclo solar de la densidad atmosférica. Debido a que una pequeña radiación de EUV llega al suelo, se han hecho observaciones del flujo directo de EUV. Sin embargo, uno puede deducir el valor basado en la relación de flujos solares medidos a 2800 MHz debido a los EUV y flujos de 2800-MHz que han mostrado una correlación bastante buena. El flujo de 2800-MHz se conoce mejor como el flujo 10.7-cm. (F10.7). Aunque la correlación no es exacta (y varia desde un ciclo de macha solar al siguiente), los patrones son similares para ser usados.



Capítulo 1


Debido a que el oxígeno atómico esta presente el la LEO, se espera que la intervención de la reacción en la absorción del foton reaccionará con la intervención de la reacción del proceso de oxidación. Esta foto-oxidación puede provocar una decoloración y reducir la transparencia de algunos polímeros. Los cambios químicos en la molécula como resultado de estas reacciones puede también provocar la formación de grupos polares los cuales afectarían las propiedades eléctricas [17]. 1.5. Cambios en las Propiedades Ópticas

La mayoría de los principales énfasis en las investigaciones han sido los cambios en las propiedades ópticas de las películas de polímeros. Los LDEF (medios de transporte de exposición prolongada) revelaron un gran incremento en el αs de la pintura blanca S13G/LO, comparado con la película de teflón. Esto se atribuye a la vulnerabilidad ante la radiación por parte de la capa de silicón de pintura blanca S13G7LO. El silicón es un hidro-carbono orgánico, y sus enlaces químicos son conocidos por tener baja energía de cohesión que la de los enlaces de fluorocarbono del teflón. Por tanto, posiblemente es razonable atribuir la diferencia entre el Δαs de la pintura blanca SG13/LO y la del teflón al daño por radiación. Varios experimentos de laboratorio han sido desarrollados para determinar los efectos de la radiación UV en las propiedades ópticas de varios tipos de polímeros [18]. En términos del mecanismo de degradación por radiación UV, los materiales poliméricos mas estables son aquellos que contienen enlaces de oxígeno y de capas de C(CF)2, y los desempeños mas pobres son de aquellos que contienen átomos de azufre dentro de las estructuras moleculares poliméricas.

Un valor alto de transmisión solar (α ≤ 0.09) en los rangos de longitud de onda entre 0.3 y 0.6 μm se necesita para polímeros usado como segunda superficie reflectora (por ejemplo, cintas de teflón cubiertas por metal). La degradación por radiación UV de esta transmisión resultaría en el descenso de la eficiencia del control de la superficie térmica. El desempeño del control térmico de Ag/FEP en la LEO ha sido generalmente estable a menos que la erosión del teflón en el borde principal ocurra por erosión de AO, lo cual puede obviamente resultar en emisiones negativas. Como se observó en los LDEF, del 80 al 90% de los 127 μm (5-mil) del teflón plateado muestra una degradación mínima comparado con los valores típicos de 0.05 a 0.07 para el teflón plateado sin exponer [19]. En el área restante, α ha incrementado los valores de 0.28 a 0.4, pero en estas regiones, el teflón plateado ha sido visiblemente contaminado o expuesto por ambos lados de la película, resultando en una gran degradación del Iconel y las capas de plata.

Como se mostró en los resultados de los LDEF, los efectos de la luz solar (incluyendo los rayos UV) en toda nave espacial requerirá de una selección cuidadosa de materiales expuestos para evitar cambios es sus propiedades ópticas o de reflexión y las propiedades que afectan el comportamiento térmico de la nave espacial. Las habilidades de los receptores y transmisores ópticos en función pueden verse afectadas. Se consideran estas selecciones de materiales para diseñar cambios requeridos por el ambiente (luz solar en este caso).



Capítulo 1


1.6. Micrometeoritos e Impactos de Escombros

Los impactos a hiper-velocidad son productos de colisiones entre partículas de escombros espaciales o polvo y pequeños meteoros con las superficies de naves espaciales. Una cantidad significativa de trabajo se desarrolla por el Grupo de Investigación LDEF Meteoritos y Escombros Espaciales y otros experimentados investigadores del LDEF en documentos analizando y modelando el vasto número de impactos de hiper-velocidad que ocurren en los LDEF [20]. El daño por impacto llega a ser de importancia debido a que futuros satélites se están diseñando para misiones de larga duración y el ambiente de escombros es constantemente adverso. 1.7. Modelo del Flujo de Impacto

El ambiente de micro-partículas esta descrito en términos de dos modelos separados, una para los escombros artificiales, y el segundo para los micrometeoritos. La fenomenología numérica calcula modelos provistos por B. G. Cour-Palais para micrometeoritos y por D. Kessler y R. C. Reynolds para escombros espaciales [21, 22]. Recientemente, 1990 datos de micrometeoritos se obtuvieron en los Laboratorios Phillips. Colour-Palais provee un modelo general para el ambiente de micrometeoritos cercanos a la Tierra. En el modelo de 1985 de Eberhard Grun provee una actualización al modelo de Coluor-Palais incluyendo el ambiento de micrometeoritos beta [23]. El modelo de escombros de Kessler desarrollado en 1987 ha sido ampliamente adoptado por el Departamento de Defensa de los EUA, NASA y la Agencia Espacial Europea (ESA). 1.8. Comparación del Modelo de Flujo con los Resultados LDEF

Los modelos de ambiente se están actualizando con la adición de los datos LDEF. Con estas actualizaciones las predicciones se hacen para satélites LDEF usando la más reciente versión del modelo de Kessler. Algunos resultados seleccionados se muestran en las Fig. 1-3 y 1-4 [24]. En general los modelos existentes encajan los datos experimentales dentro de un factor de 2 o 3 del dato actual de LDEF. Note que la superficie de ariete LDEF verdadera fue accidentalmente colocada a 8° de la orientación intencional (hacia el Norte).



Capítulo 1


Fig. 1-3. Comparación de Diámetros de Cráteres al Número de Cráteres por m2: Comparación de Datos LDEF con Modelos de Predicción para 172° de Superficie de

Ariete.

Fig. 1-4. Comparación de Diámetros de Cráteres al Número de Cráteres por m2: Comparación de Datos LDEF con Modelos de Predicción para 8° de Superficie de

Ariete.



Capítulo 1


La comparación de los resultados de los meteoritos e impactos de escombros

espaciales en varios LDEF experimentan curvas derivadas del modelo de Kessler y del Colour-Palais que indican que estos modelos predijeron pequeños impactos (<100 micrones) y puede no predecir impactos grandes (>1000 micrones) mientras que tiene el justo acuerdo para impactos intermedios [25]. Los datos de impacto LDEF se basan principalmente en consideraciones de cráteres, especialmente en estructuras de aluminio de LDEF (largueros y costillas). Se observa que para las partículas más pequeñas que son asintotas a la consideración de cráteres, el modelo de Kessler predice un incremento gradual con una reducción en el tamaño de partículas. Este efecto puede deber a la anodizacion de las capas del aluminio. Esta capa de alúminas es más resistente y de mayor densidad que el metal. Consecuentemente, el cráter será mas pequeño que en el metal y causara artificialmente el rodamiento. Otro dato disponible del Experimento de Polvo Interplanetario (IDE) en LDEF, también provee información de partículas pequeñas. Estos datos indican un alto flujo que la consideración del cráter del aluminio. Debería también notarse que los datos IDE son para rangos medios de flujo, donde el tiempo actual depende de datos IDE mostrando variaciones dinámicas en rangos de flujo de 0 a 1000 veces el rango de flujos medios. Los datos IDE también indican que muchas partículas orbitales están en órbitas elípticas (estas no se predicen en los modelos) y estas partículas están en nubes, por lo tanto causando las variaciones dinámicas en el rango de flujo.

Usando el modelo de Kessler, el número de predicciones de penetraciones Nh/m2 y el número actual de orificios que se observaron en las cubiertas térmicas que cubren de los Rayos Ultra Altos Cósmicos (UHCR) en el experimento AO178 del LDEF se calcularon en los modelos de predicción, y los resultados son mostrados en la Tabla 1-8.

Tabla 1-8. Comparación de la Predicción y Número Observado de Orificios en Cubiertas Térmicas LDEF.

Fila Predicción

Nh/m2 Observado

Nh/m2 1 93.4 85 2 33.3 32.5 4 18.7 29 5 48.2 31.3 6 125 70 7 203 195.5 8 264 232

10 280 350.7 11 247 237

1.9. Modelo Derivado-LDEF para Predecir Micrometeoritos/Impactos de Escombros

Los micrometeoritos/impactos de escombros observados en los LDEF fueron transformados en un formato de grafica útil para estimar el número total de golpes que podrían esperar en una estructura espacial como función del tiempo en órbita y la localización angular relativa a la superficie de ariete y la expuesta. La gráfica puede



Capítulo 1


aplicarse para determinar el daño total acumulado que puede esperarse en una vida útil de 30 años en el espacio para una estructura expuesta.

Para experimentos individuales de LDEF, se compilan las consideraciones de micrometeoritos/cráteres de impactos de escombros utilizando los datos de T. See et al [26]. Humes ha mostrado la dependencia significativa del flujo de meteoritos/escombros orbitales contra el ángulo de un vector velocidad como derivado del cálculo del modelo y del dato S0001 del experimento LDEF [27].

La dependencia direccional de meteoritos/impactos de escombros como una función del ángulo debido al vector velocidad se puede ver de una consideración y dato del flujo. La variación del flujo aparente ocurre dentro de la misma hilera para diferentes materiales. Los valores del flujo derivados de impactos en superficies de experimentos son normalmente más bajos que en estructuras o paneles térmicos. Cada experimento se compuso de una variedad de diferentes materiales. Los impactos en las mismas superficies exhibieron excelentes contrastes haciendo la identificación de las capas más simples, mientras que en otros materiales, como compuestos, exhibieron un contraste muy pobre haciendo mucho más difícil identificar los impactos. La estructura LDEF y los paneles térmicos tuvieron más áreas expuestas que en las superficies experimentadas, pero cada una consistió en el mismo tipo de material y capa resultando en una mayor confiabilidad en una consideración consistente. 1.10. Micrometeoritos e Impactos de Escombros en la Misión del Satélite Solar Max

Las cubiertas térmicas y combustores, expuestas al ambiente espacial para 50 meses en una LEO, fueron retribuidas por astronautas durante la misión de la reparación del Solar Max STS-41C. Estos combustores y cubiertas fueron inspeccionadas por escaneo electro-microscópico para determinar flujos y orígenes del impacto de proyectiles. Los combustores de aluminio fueron penetrados por 64 impactos, los cuales hicieron orificios de 180 a 820 micrómetros de diámetro. La mayoría de estos orificios fueron hechos por micrometeoritos identificados por análisis químicos de residuos de proyectiles asociados con cada orificio. Siete orificios fueron hechos por partículas pequeñas de escombros orbitales.

La Fig. 1-5 muestra el flujo de orificios y cráteres en los combustores de aluminio sobre el tamaño de 10 micrómetros a 1 mm [28]. Para el tamaño de la región dominada por los orificios, la curva de micrometeoritos es claramente más alta que la curva de escombros orbitales. La región de transición entre los orificios y cráteres es claramente mostrado en la región de alrededor de 200 micrómetros. Mientras que no se muestre en esta figura, los datos químicos indican una alta proporción de cráteres pequeños que son formados por proyectiles de escombros en vez de micrometeoritos. Aun así, las curvas de flujo deben cruzarse, probablemente en la región de cráter de 50 y 100 micrómetros. Por lo tanto, los pequeños proyectiles (aproximadamente aquellos los cuales hacen cráteres menores de 50 micrómetros de diámetro en el aluminio) son dominados por escombros espaciales (principalmente pigmentos pintados con oxido de aluminio del escape del cohete), en el estrecho entre los proyectiles que hacen orificios o cráteres en el aluminio de 0.1 mm (100μm) a posiblemente 1 cm. es dominado por meteoritos naturales.



Capítulo 1


Fig. 1-5. Distribución de Tamaño de Cráteres y Orificios en los Combustores de Aluminio de la Misión Solar Max.

Los orificios de escombros son claramente una minoría en la región de 20

micrómetros a 1 mm. Sin embargo, es algo sin relevancia. Las partículas de escombros orbitales tienen una velocidad verdadera relativa a un satélite en la LEO cerca de 10 km/s, pero los micrometeoritos tienen una velocidad verdadera de 20 km/s relativa al satélite. Por eso, las partículas de escombros de igual masa y densidad como micrometeoritos hacen comúnmente orificios menores o aun cráteres mayores que los orificios. En consecuencia, la diferencia entre la abundancia de orificios de micrometeoritos y escombros orbitales no refleja la diferencia en el flujo entre estas dos contaminaciones, los flujos son más cercanamente igual al que se indica por el dato de orificios. 1.11. Deficiencias de los Modelos de Micropartículas

Muchas deficiencias deberían ser aplicadas a los modelos existentes los cuales definen los ambientes de flujos de micropartículas espaciales. El modelo Kessler tiene la mayoría de fallas.

1. De hecho no cuenta para partículas en órbitas elípticas, los cuales dan un total de 20-30 veces la cantidad actual contable por la USSPACECOM, y la cual posee una cantidad sustancial de satélites a altitudes mayores de 1000 km. La presente suposición que las órbitas de los escombros son circulares, automáticamente prohíbe cualquier colisión en el espacio extremo y la Tierra-extremo. En realidad, muchas órbitas deben ser ligeramente elípticas (debido a colisiones aleatorias y



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explosiones). Los datos LDEF demuestran que dichas órbitas existen debido a muchos impactos de escombros que han sido ambiguamente identificados en la superficie de dirección (al menos el 15% del total de la consideración del cráter). Los esfuerzos son inferiores por actualizar el modelo de Kessler por escombros para permitir la inclusión de órbitas no circulares de los mismos. El propósito es permitir la imposición de los efectos de las órbitas elípticas de los escombros en cualquier otra órbita de satélite, debido a que el presente análisis de Kessler no permite dichos hechos a ser determinados. Los resultados para un satélite en diferente órbita, colocado a una altitud de 1600 km y una inclinación de 60° revelaron grandes impactos a velocidades superiores a 8.5 km/s comparado con los impactos a velocidades de 5.0 km/s para LDEF. Por lo tanto, las órbitas de alta inclinación y alta altitud son más susceptibles a los escombros [29]. 2. No puede contarse para la naturaleza altamente dinámica en el ambiente de escombros espaciales los cuales fueron detectados por el IDE (Experimento de Polvo Interplanetario) en el LDEF. Un modelo alterno el cual maneja ambas dinámicas de los ambientes tan bien como las órbitas elípticas en un desarrollo en el Laboratorio de Propulsión de Jet por el Dr. Neal Divine [30].

Con respecto al ambiente natural de los micrometeoritos, la mayor falla

concerniente a la suposición de que las partículas son aparentemente geocéntricas. En realidad, esto solamente serán aproximadamente verdaderas para misiones de larga duración; particularmente esas que incluyen un gran número de órbitas satelitales juntas con un gran numero de precesiones del plano orbital de la aeronave espacial. Mas aún, debería notarse en vez de procurar la correlación de las observaciones en la LDEF contra el modelo de predicciones para el ambiente, las respuestas son sensibles a las suposiciones con respecto al tamaño de cráteres contra el tamaño de partículas.

La revisión de los datos del LDEF revelan una diagonal interesante en flujo de impacto; el flujo pico no es simétrico, distribuido alrededor de la dirección de ariete en el plano paralelo a la superficie terrestre [31]. Este efecto no puede ser fácilmente explicado debido a los escombros artificiales y de la intercepción de una órbita circular de una nave espacial con la órbita circular de los escombros debe ser necesariamente envuelta en dos colisiones por órbita (excepto por la rara condición de “besar” las órbitas en el apogeo y perigeo). Estos dos estados simétricos cerca del eje de ariete, de tal modo causa que la dirección de ariete experimente el mayor número de golpes.

Una explicación probable yace con los micrometeroritos. En realidad cada intercepción de una órbita de micrometeorito con la Tierra siempre resulta en el flujo siendo de un “solo lado” con respecto a la órbita terrestre. Cualquiera que sea el flujo es “limite interno” hacia el Sol, o “limite externo” desde el Sol. Más allá, el flujo parece ser monodireccional en el instante de la intercepción. Por tanto, el verdadero “escudo terrestre” es realmente una simple geometría elíptica ensombrecida por la LEO. Así, en una nave espacial en la LEO podría ser escudada de las partículas para semi-órbita si el plano de su órbita es cercano a la órbita de los micrometeoritos. El resultado puede ser diagonal como la mitad de la nave espacial que experimenta los impactos mientras que la otra mitad no. La mitad que incluye las superficies se extiende de la de ariete hacia el espacio alrededor de la de dirección, con una lado recibiendo más impactos que el lado correspondiente, y las superficies exactas involucradas dependerán del plano local de la órbita relativa de la nave espacial a la de los micrometeroritos. Note que la inclinación del LDEF de 28.5° junto con el eje de la



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Tierra de 23.5° significa que, con la presesión orbital, el plano de las órbitas LDEF oscila entre 5° y 52° relativos a la elíptica. Hubo cerca de 38 órbitas completas de presesión durante la vida útil de la LDEF (presesión acerca de 6.5° por día) y cerca de 3200 órbitas completas.

Otro de los principales desacuerdos con los modelos, los cuales están siendo definidos hoy usando los datos LDEF y los análisis, es el porcentaje del ambiente el cual es cometario comparado al asteroidal. Esto afecta la velocidad de distribución y el fenómeno de impacto esperado para los meteoritos [32]. Otra discrepancia dentro de los modelos es su suposición del ambiente de micrometeroritos en una distribución isotropica. El análisis LDEF fue la primera evidencia que el ambiente total no es isotropica y altamente dinámico. 1.12. Comportamiento del Daño de Micrometeoritos e Impacto de Escombros 1.12.1. Penetración y Formación de Cráteres

Cuando un partícula a hiper-velocidad impacta una superficie cualquiera crea cráteres o perforaciones (también se refiere como un objetivo al vehiculo o superficie). Para objetivos en que su espesor es relativo al tamaño del objetivo impactado, los cráteres se formaran generalmente con labios resultados del flujo plástico a la fundición. Sin embargo, para objetivos muy delgados, como láminas, las cuales son mucho más pequeñas que el diámetro del objetivo impactado, las perforaciones ocurren resultado en un orificio ligeramente más largo que el diámetro del objetivo impactado. Un daño secundario o colateral puede ocurrir de los remanentes del micrometeorito/escombro y de la sección de salida. Para impactos de alta-velocidad, la lámina objetivo y el micrometeorito/escombro son vaporizados. Sin embargo, para velocidades mas bajas, el micrometeorito/escombro y la lámina puede permanecer fundida o sólida y el daño colateral es posible.

Las partículas grandes pueden penetrar a través de paredes de protección. Con un impacto relativo a una velocidad de 10 km/s, un escombro de aluminio es aproximadamente 0.7 mm de diámetro puede penetrar a través de una pared típica de aluminio de un satélite de 2.5 mm de espesor. Durante las exposición de 5.75 años, el LDEF observo 1 impacto de este tamaño por 7 m2 de área expuesta en la dirección de ariete. En suma a esto, el LDEF experimentó aproximadamente1 impacto por cada m2, en las superficies de ariete expuestas, que pudieron haber penetrado una pared típica de una caja de aluminio de espesor de 1.5 mm (60mil) [33]. Mientras que estos impactos pueden ser extremadamente dañinos a los componentes internos, electrónicos, baterías, motores y mecanismos, es relativamente raro que suceda.

Mientras que las partículas mayores a 1 mm pueden penetrar pieles típicas de satélites y causar daños catastróficos, las partículas pequeñas más comunes causan una degradación gradual en las superficies del satélite, incluyendo pinturas de control térmico, cubiertas térmicas, capas que proveen una protección en contra del oxígeno atómico (AO) o luz ultravioleta (UV), celdas solares y ópticas. Varias superficies de satélites emplean capas que van desde el sub-micrón (por ejemplo, ópticas) a mils (por ejemplo, control térmico, AO y protección UV y cubiertas de celdas solares). Un impacto a velocidades de 5 – 20 km/s pueden penetrar materiales (causando orificios y



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cráteres en forma radial (estrella) y grietas para materiales frágiles), y puede causar daño en regiones las cuales son considerablemente mas grandes que la partícula entrante. En consecuencia, las capas de pinturas térmicas pueden ser localmente impactadas aún por partículas tan pequeñas como de 1 a 100 μm, y la densidad regional (golpes por m2) puede fácilmente exceder los 1000/m2 para una misión de varios años. Por lo tanto, 10000 o aún millones de estos impactos ocurrirían por metro cuadrado en las superficies típicas que son expuestas a través del tiempo de vida de la misión del satélite. 1.12.2. Estallido

En suma a la formación de cráteres, las áreas circundantes pueden experimentar estallido, socavo, agrietamiento o delaminación de una capa adyacente. Estos daños pueden dirigir a una reducción en la resistencia estructural, degradación de las propiedades térmicas y ópticas y la erosión de las capas inferiores. Los materiales frágiles, como los cristales y cerámicos, casi siempre presentan estallido y grietas en su superficie y varias grietas en forma de estrella de propagación radial desde el cráter. Los objetivos acodados, como substratos cubiertos, casi siempre exhiben agrietamiento alrededor o cerca del cráter. Al hacer un promedio de todos los impactos, la relación del cráter al tamaño del que origina el impacto es alrededor de 5. Para regiones locales, la relación de estallido a la relación del que origina el impacto es alrededor de 20. Cuando se forman las grietas en forma de estrellas pueden extenderse hacia fuera sobre 100 veces el diámetro del que origina el impacto.

Para las capas, las ondas de choque del impacto pueden causar que las capas estallen. La cantidad de capas removidas durante el impacto es dependiente de la fuerza limite y tipo de capa. Los datos de estallido del cráter debido al impacto son muy limitados, aún en muestras de LDEF después de casi 6 años en órbita. Debido a que la mayoría de las muestras de vuelo fueron alrededor de 1 pulgada de diámetro, una número de 140 impactos por año resulta en solamente 0.07 impactos por año en un disco de una pulgada. Esto explica porque pocos impactos ocurrieron en las muestras experimentales de capas. Claro que las áreas grandes del LDEF como el teflón plateado, proveen una gran base de datos para determinar estallidos o el área efectiva de daño. Para obtener mejores datos de estallido para las capas de pintura, incluyendo la Z-93 (pintura blanca cerámica tipo protectora) y la S13G/LO (pintura blanca de silicón tipo protectora), se realizo una serie de impactos de hiper-velocidad por la Universidad Auburn [34].

El estallido típico en relación de cráteres para capas de control térmico derivados de pruebas de vuelo y tierra se resumen en la tabla 1-9. En general, la relación de diámetros estallido-cráter, fue mayor para la muestra del material del LDEF expuesto. La simulación de impacto por estallido en tierra para la capa S13G/LO proporcionó favorablemente un impacto en el experimento M0003 de LDEF. En comparación, los impactos en las capas de conversión como acido crómico anodinado (CAA) no produjo ningún estallido aparente. Un ejemplo es la muestra de CAA para el experimento S0069 de LDEF.



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Tabla 1-9. Diámetro de Estallido a la Relación del Diámetro del cráter.

Material de capas relación de Estallido a Diámetro del cráter

Muestras de vuelo LDEF Muestras de prueba en tierra

S13G/LO 3 1.5 a 3.0 YB-71 4 a 8 5 a 8 Z-93 No disponible 5.5 a 8

Ag/FEP 2 a 6 No disponible CAA 1 1

1.13. Efectos en los Materiales debido a los Micrometeoritos y Escombros

Los materiales LDEF brindaron ejemplos de impactos típicos causantes de cráteres y penetración en varios materiales estructurales. Debido a que el LDEF se diseño para múltiples lanzamientos, a lo largo de las múltiples recuperaciones y cargas de aterrizaje, la estructura se hizo con vigas tipo I de aluminio pesado (empleada en satélites). Unos cuantos experimentos estructurales (por ejemplo, cajas electrónicas) los cuales cargo el LDEF tenían paredes de aluminio (de espesores de 2-2.5 mm), mientras que otros experimentos cargaron muestras de compuesto carbono/epoxico. En general, los efectos promedio de los micrometeoritos/impactos de escombros en la mayoría de las superficies de la nave espacial no fueron significativos por periodos extensos. Esto es verdadero solo para impactos pequeños, no penetrantes y de alta probabilidad de que causen cráteres de 0.1 a 3 mm. Sin embargo, aún a un mínimo promedio de impactos, superior a 140 impactos/m2 se puede esperar y debe ser planeado y considerado en diseños de naves espaciales que requieren de largos periodos de exposición en el ambiente de la LEO.

Para materiales muy estables donde un porcentaje pequeño cambia cabalmente las propiedades es crítico, entonces el impacto y estallido pueden ser importantes. Por ejemplo, si el promedio emitido de un radiador debe ser estable por 30 años (cambio <2%), entonces los efectos de los micrometeoritos/escombros espaciales deben ser incluidos en la predicción. Zwiener y Finckenor discutieron los efectos potenciales de los micrometeoritos/escombros espaciales en las propiedades de la radiación de los materiales de control térmico.

El daño localizado, si este ocurre en el lugar equivocado puede causar una degradación severa. Las propiedades eléctricas de las celdas solares podrían ser afectadas de manera mínima por micrometeoritos/impactos de escombros como reportó Young y Trumble [35]. El agrietamiento de la cubierta de cristal y aun las penetraciones solamente tuvieron un efecto local. A pesar de que los efectos promedios de los impactos en las celdas solares son pequeños, los impactos que dañen las conexiones pueden causar la perdida de las celdas. Por lo tanto, un alto nivel de daño por impactos podría causar perdidas significativas en las salidas de las celdas solares.



Capítulo 1


Finalmente, el tipo de impactos experimentados en el LDEF normalmente no causara penetraciones de superficies ópticas, tales como lentes y espejos, pero pueden crear sitios de dispersión para luces como reportó Kemp et al [29].

A continuación se muestran ejemplos de varios tipos de daño en la superficie causados por estos impactos. Metales

En general, los impactos en metales forman cráteres los cuales tienen diámetros promediando alrededor de 5 veces el diámetro del impacto. La Fig. 1-6 muestra un diagrama esquemático de la morfología del daño y la medida del diámetro para impactos de cráteres múltiples en metales [36]. Si los labios del cráter son incluidos, la región de daño a través del punto más alto es aproximadamente 7 veces el diámetro del impacto, mientras que la región total fuera de los extremos de los labios del cráter puede ser aproximadamente 10 veces el diámetro de impacto. El tamaño exacto del cráter esta en función del diámetro de impacto, velocidad del impacto y la relación relativa de la densidad del impacto a la densidad del blanco. Estos cráteres son de preocupación debido a que pueden prevenir mecanismos de impacto de operación y pueden causar fallas en materiales de alta tensión elástica.

Fig. 1-6. Corte Esquemático de Daño por Impacto en Metales. Compuestos

Mientras que no tan grandes en número, el LDEF tiene muestras de materiales compuestos estructurales a bordo y fue capaz de mostrar algunos de los efectos de los impactos y penetraciones a través de estos materiales [37, 38]. Un diagrama esquemático de la morfología del daño y las medidas de diámetro debido a impactos se muestran en la Fig. 1-7 [36]. Las penetraciones típicas tienen límites dentados y contiene fibras rotas. Más aún, daños significativos en profundidad pueden ocurrir y ser anisotropicos, siguiendo la estructura de las fibras. Para penetraciones completas, el daño en la superficie en la parte posterior es frecuentemente mayor que en todo el orificio completo. Este daño por impacto es de preocupación debido al rompimiento de las fibras, fractura de la matriz y remoción de la parte de la matriz vía proceso de estallido podría causar falla en los materiales de alta tensión elástica. Esto podría dirigir mas allá de una falla del material compuesto durante la exposición subsiguiente a otros ambientes espaciales tales como el oxígeno atómico y luz ultravioleta.



Capítulo 1


(A) Vista de la sección transversal con la zona de estallido circundante. (B) Presentación con una zona grande de daño, en el interior del compuesto de la

superficie compuesta que es visualmente observada el material original de la superficie.

(C) Vista superior de la superficie compuesta.

Fig. 1-7. Diagrama Esquemático de la Morfología de Daño y Medida de Diámetros debido a Impactos en Compuestos.

Los compuestos de fibra de aramida fallaron en el modo de “cepillado y barrido”

alrededor de la región de daño por impacto [38].

Muchos impactos pequeños fueron también encontrados en muestras de fibras de vidrio/epoxico cubiertos con cinta de control térmico de aluminio. No se observo un deshuesamiento de la cinta. Las pruebas de carcaza de la cinta de control térmico no fueron afectadas perceptiblemente por los impactos [39].

En general, no hay falla catastrófica que se haya observado por impactos, a través de los impactos ocurridos en las superficies de los compuestos pueden permitir que el AO erosione el substrato, creando delaminaciones y grietas en los interplanos.

Zona de estallido



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Capítulo 1


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Capítulo 2

Compuestos Avanzados - 27 -

Capítulo 2 Compuestos Avanzados

Los compuestos avanzados son considerados para estructuras espaciales de rigidez crítica, tales como estructuras de arreglos solares y para estructuras espaciales dimensionalmente estables como bancos ópticos y sistemas de antenas. Por lo tanto, las propiedades de mayor interés para los diseñadores espaciales incluyen módulos, coeficientes de expansión térmica, coeficientes de expansión de humedad, evaporación, calor específico, y conductividad térmica así como el volumen de la fibra, el contenido de vacío y la densidad. La Fig. 2-1 compara la fuerza y rigidez de una matriz polimérica contra metales comunes y matrices de metales compuestos.

Fig. 2-1. Comparación de la Rigidez Específica y las Propiedades de Fuerza de Compuestos Avanzados y Metales.

Los compuestos de matrices poliméricas, principalmente de fibra de carbono y

fibra de vidrio, epoxicos reforzados y carbono reforzado, con o sin control térmico o capas protectoras, matrices de metales compuestos, principalmente de fibra de carbono reforzado con aluminio y magnesio, así como compuestos de carbono-carbono, han volado en el LDEF y varios viajes del transbordador espacial. Los objetivos primarios de estos experimentos fueron evaluar la acumulación y efectos sinérgicos del ambiente orbital espacial (como se mencionó en el capitulo anterior) en las propiedades físicas y mecánicas de los compuestos y extrapolar los resultados para exposiciones prolongadas para materiales temporales R&D y/o modificaciones en el diseño de sistemas.



Capítulo 2


Tabla 2-1. Exposición de Compuestos Avanzados en el Ambiente LEO. 2.1. Compuestos de Matriz Polimérica 2.1.1. Carbono/Termoendurecimiento La Tabla 2-2 resume los vuelos experimentales que evaluaron los efectos del ambiente espacial en varias clases de fibra de carbono reforzada con materiales compuestos de matriz polimérica termoendurecida como epoxico y compuestos de matriz bismaleimida.



Capítulo 2


Tabla 2-2. Compuestos Poliméricos Expuestos en el Ambiente LEO. 2.1.2. Pérdida de Masa La pérdida de masa de muchas muestras de compuestos de carbono/epoxico localizados en el borde principal del LDEF y expuestas al flujo de AO de 8.99 x 1021 átomos/cm2 se resumen en la Tabla 2-3 [1]. Todas las muestras sin recubrimiento exhibieron pérdida de masa. Esto, en contraste a las muestras en el límite de arrastre no exhibieron pérdidas de masa significativas. Por tanto, la pérdida de masa es una simple erosión debido al AO y cualquier impacto de micrometeoritos.



Capítulo 2


Tabla 2-3. Pérdida de Masa Típica de Materiales Compuestos de Carbono/Epoxico. 2.1.3. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico La Tabla 2-4 resume la pérdida del espesor medio debido a la exposición del oxígeno atómico y la eficiencia de reacción del oxígeno atómico para los compuestos de fibra de carbono de los Experimentos de LDEF A0134, M0003-8, M0003-9 y M0003-10 y los Experimentos LDEF de Materiales Pasivos de Arreglos Solares A0171, y el Experimento LDEF AO180. Todos fueron incluidos para la comparación de los resultados en los vuelos experimentales del transbordador espacial por Oxígeno Atómico.

Tabla 2-4. Rangos de Erosión del Oxígeno Atómico para Carbono Termo endurecido.



Capítulo 2


Los valores de reactividad generados para exposiciones de corta duración de viajes espaciales cedieron de dos a tres veces los valores LDEF anotados en la Tabla 2-4.

En consecuencia, la predicción de erosión en la superficie de exposición de

larga duración de fibras de carbono compuestas debería de basarse en la reactividad del AO con el carbono para dar una medida realista de la pérdida del material. La exposición de corta duración de compuestos cederá a rangos elevados de erosión que los predichos para la exposición de larga duración. Por tanto, la profundidad de la erosión como función del flujo del AO (Fig. 2-2), mostraría una relación linear si los resultados de la corta exposición del vehículo espacial son excluidos.

Fig. 2-2. Pérdida de Espesor de Compuestos de Carbono como función del Flujo del AO.



Capítulo 2


A continuación se enlistan los detalles experimentales de la erosión de la superficie para los compuestos poliméricos localizados en el LDEF. • Experimento AO134. La degradación de una superficie de recubrimiento 4 capas,

[+/- 45] y las muestras de compuestos T300/5208 expuestas al flujo del AO de 8.99 x 1021 átomos/cm2 indicaron que virtualmente una capa de material compuesto (aproximadamente de 0.11mm; 4.5 mil) se erosionó durante 5.8 años de exposición [2]. La matriz epoxica se erosionó de algún modo más rápidamente que las fibras de carbono. Un residuo parecido a ceniza quedo en la superficie erosionada después del vuelo.

• Experimento M0003-8. Este experimento reveló la pérdida dramática de material

debido a la erosión del oxígeno atómico para las muestras de compuestos del borde principal [3]. Una reactividad del AO de 0.99 x 1024 cm2/átomos se calculo para el compuesto de panel de epoxico T300/934 basado en la pérdida de espesor [4].

• Experimento M0003-9. Las fotografías de muchos compuestos de

carbono/epoxico en el borde principal revelaron que las fibras de carbono fueron erosionadas por el AO y formaron capas protectoras no reactivas como se observa con las muestras de vidrio/epoxico [1]. La cantidad total de la pérdida de espesor fue aproximadamente de 0.10 a 0.15 mm para las muestras de carbono/epoxico. Esto comparado a los 0.08 – 0.13 mm para las muestras de Kevlar/epoxico y de 0.013-0.03 mm para las muestras de vidrio/epoxico. De todos los materiales probados, el vidrio/epoxico fue el menos afectado por el AO. La pérdida de espesor para las muestras de carbono/epoxico fueron ligeramente menores que las predichas pérdidas de espesor de 0.167 mm estimadas usando la eficiencia de la reacción en valores de vuelos previos.

• Experimento M0003-10. La profundidad de la erosión para muchas matrices de

polímeros en el borde principal del LDEF (filas expuestas a un flujo del AO de 7.5 x 1021 átomos / cm2 fueron inversamente proporcional a su contenido de fibras, los resultados mostrados en la Fig. 2-3 son para muchos compuestos de carbono/epoxico teniendo muchas combinaciones de matrices y un amplio rango de contenido de fibras [5, 6].



Capítulo 2


Fig. 2-3. Profundidad de la Erosión por AO contra Contenido de Fibras del LDEF en Compuestos de Carbono/Epoxico.

• Experimento AO171. Este experimento se localizó en Fila 8 posición A, permitió

que todos los materiales expuestos al flujo del AO de 7.15 átomos/cm2 como el resultado de haber sido posicionado a 38° de la dirección de ariete. La profundidad de la erosión para los compuestos matrices poliméricas si recubrimientos fueron significativamente menores que la de los polímeros monolíticos. Por ejemplo, la profundidad de erosión estimada para la mayoría de los compuestos epoxicos fue menor que 0.07 mm, lo cual es mucho menor que la erosión predicha para un epoxico monolítico de 0.12 mm debido al flujo del AO en el LDEF de aproximadamente 7.15 x 1021 átomos/cm2 para la Fila 8. Esto se atribuye a la baja erosión para las fibras de carbono en comparación a la erosión que se produce en las matrices de los compuestos epoxicos.

• Experimento AO180. Este experimento se localizó en la fila D12 en el LDEF a 90°

del borde principal. El LDEF fue desviado 8° relativos al vector de velocidad orbital con un flujo del AO correspondiente en la fila D12 de alrededor de 1.33 x 10 21 átomos/cm2 [7]. Todos las muestras de tubos y talones planos de material compuesto del experimento AO180 en el LDEF se montaron en los rieles con accesorios de aluminio.

También se estudio la erosión del AO en tubos circulares [8]. Debido a ls

curvatura, es posible investigar la pérdida por erosión y los cambios morfológicos en la superficie como función de la posición angular alrededor del tubo. La pérdida máxima fue estimada a ~ 160 μm durante los 69 meses en la LEO.



Capítulo 2


2.1.4. Daño por Impacto de Micrometeoritos y Escombros El impacto de micrometeoritos y escombros en los compuestos poliméricos no produce el cráter hemisférico típico encontrado en las estructuras metálicas. En lugar, debido a la fragilidad natural de la matriz de la resina, el daño consiste en la hoyos penetrantes con daños adyacentes en la superficie y la delaminacion de algunas capas internas y fracturas de fibras locales. Un diagrama esquemático muestra el daño [9].

Fig. 2-4. Morfología del Daño por Impactos en Compuestos.

Para la mayoría de los materiales compuestos estructurales frágiles, el daño es raramente un simple cráter. En lugar, puede ocurrir un daño significativo en la profundidad y puede ser anisotropico, siguiendo la estructura de las fibras. Para penetraciones completas el área de la superficie dañada frecuentemente es más grande que el área de entrada del orificio. Esto ocurre usualmente con fibras frágiles, como el carbono, que en su caso, los orificios de impacto y salida exhiben fracturas de fibras frágiles como en la salida posterior de la superficie de estallido. El orificio producido por el estallido tiene un radio de alrededor de 5:1. Por otro lado, fibras resistentes y no frágiles como la aramida fallan en un “cepillado o barrido” alrededor del daño por el impacto.

Debido a una inspección detallada de las muestras de los compuestos, solo 10 de 84 impactos se encontraron en estos materiales, el equilibrio fue localizado en los accesorios y en las bases de aluminio. Un resumen de estos 10 sitios de impacto que se encontraron en las muestras se da en la Tabla 2-5 con una estimación del área de daño en la superficie, el tamaño del orificio y la profundidad de la penetración. Dicha información es utilizable para estimación de un daño total de las estructuras de compuestos que se presentan debido a micrometeoritos y escombros.



Capítulo 2


Tabla 2-5. Resumen de las Características de Impacto en Muestras de Compuestos de

Carbono Epoxico. 2.1.5. Degradación de las Propiedades Mecánicas debido al Oxigeno Atómico El efecto de la exposición en la LEO en las propiedades mecánicas de los compuestos poliméricos que vuelan en la LEO se discuten a continuación. El énfasis se da en la localización en la aeronave, de los efectos y como el diseño desempeña un papel significativo en la determinación de las propiedades residuales de los compuestos. 2.1.6. Elasticidad

Las figuras 2-5 y 2-6 muestran la última resistencia a la tensión y el módulo elástico para el carbono/epoxico T300 en más de 5 años y 9 meses en el LDEF del experimento AO134. La ubicación de este experimento fue en el borde principal del LEDF y por lo tanto recibió un flujo del AO de 8.99 x 1021 átomos/cm2. Estas muestras de compuestos sin ejes mostraron un deterioro significativo en la resistencia a la tensión y el módulo elástico. La resistencia a la tensión fue de alrededor de 45 al 65% menos que la línea de base de las muestras de los compuestos. El módulo elástico fue de alrededor de 20 a 33% menos que la línea de base para las muestras de los compuestos. Sin embargo, no hubo una diferencia mayor en las líneas de base para los compuestos probados en 1983; los compuestos de control de tierra que permanecieron en Langley y los compuestos que volaron protegidos. Más que una pérdida en la matriz de la resina contribuyó a este fenómeno debido que la pérdida del espesor no es proporcional a la pérdida en las propiedades elásticas por regla de mezcla.



Capítulo 2


Fig. 2-5. Efectos de la Exposición del Vuelo LDEF en la Resistencia a la Tensión de los Compuestos de Epoxicos.



Capítulo 2


Fig. 2-6 Efectos de la Exposición del Vuelo LDEF en el Módulo elástico de los Compuestos de Epoxicos.

La exposición en la LEO no aparenta una reducción significativa en la

resistencia a la tensión de un compuesto epoxico no direccional como el T300/934. Esta muestra del compuesto, parte del experimento M0003-8 se localizó en el borde de dirección D3 y sostuvo un esfuerzo durante el vuelo usando un arreglo de precargas ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [3]. La Tabla 2-6 resume los resultados.

Tabla 2-6. Propiedades Elásticas del Carbono T300/Epoxico 934.



Capítulo 2


La exposición en la LEO parece degradar las propiedades elásticas para un carbono C6000/polímero PMR-15. Estas muestras de compuesto, parte del experimento M0003-8 se localizaron el borde de dirección en la posición D3 y mantuvieron un esfuerzo durante el vuelo usando arreglos de precargas ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [3]. La Tabla 2-7 resume los resultados elásticos. No se esperaba esta reducción en las propiedades mecánicas debido a los compuestos del borde de dirección expuesto, por tanto, se protegió de cualquier erosión por AO que ocurre típicamente en el borde principal.

Tabla 2-7. Propiedades Elásticas del Carbono C6000/Polímero PMR-15. 2.1.7. Compresión La exposición en la LEO no parece reducir significativamente la resistencia a la compresión de un compuesto epoxico T300/934 y para un carbono C6000/polímero PMR-15. Estas muestras de compuestos, parte del experimento M0003-8 se localizaron en el borde de dirección en la posición D3 y se mantuvo un esfuerzo durante el vuelo usando arreglos de precargas ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [3]. La Tabla 2-8 y 2-9 resume los resultados de la compresión del experimento M0003-8.

Tabla 2-8. Propiedades de Compresión del Carbono T300/Epoxico 934.



Capítulo 2


Tabla 2-9. Propiedades de Compresión del Carbono C6000/Polímero PMR-15.

2.1.8. Cortante de Viga Corta La resistencia al cortante de viga corta de los compuestos de carbono/epoxico expuestos en el ambiente LEO son resumidos en la Tabla 2-10. Estos compuestos fueron parte del experimento M0003-9 los cuales se localizaron en la Bahía D, Fila 9 en el borde principal (con una fluencia del AO 8.99 x 1021 átomos/cm2) y en la Bahía D fila 3 en el borde de dirección del LDEF [1]. Los especimenes tenían 16 capas no direccionales laminadas y laminadas fabricadas. Los resultados muestran que las resistencias de los compuestos expuestos se degradaron solamente para extender el porcentaje de pérdida de masa. Por tanto, la exposición en el LDEF no tuvo efecto aparente en la resistencia al cortante de viga corta para cualquier compuesto de matriz epoxica. Esto indica que para la erosión física del material no sufrió efectos mecánicos perjudiciales causados por exposición en la LEO.



Capítulo 2


Tabla 2-10. Resistencia al Cortante de Viga Corta para Exposición en Vuelo del Carbono Epoxico en el LDEF.

Los efectos del ambiente LEO en la resistencia al cortante de viga corta para compuestos termoendurecidos en el experimento M0003-10 se muestran en la Fig. 2-7 [6]. No hubo reducción en la resistencia al cortante de viga corta excepto al debido por la erosión del AO en el borde principal. En términos de cuantificar la pérdida de las propiedades en el borde principal el valor promedio de las propiedades para el borde principal fue divido entre el valor promedio para todas las muestras restantes. Los compuestos localizados en el borde principal solo sufrieron una reducción del 10% de la resistencia al cortante de viga corta donde también los compuestos localizados en el borde de dirección no sufrieron ningún tipo de reducción en la resistencia.



Capítulo 2


Fig. 2-7. Reducción en la Resistencia al Cortante de Viga Corta para el Borde Principal

el LDEF en Compuestos de Carbono. 2.1.9. Flexión La propiedades de flexión de los compuestos de carbono/epoxico expuestos en el ambiente LEO son resumidos en la tabla 2-11 [1]. Estos compuestos parte del experimento M0003-9 se localizan en la Bahía D, Fila 9 del borde principal en la Bahía D, Fila 3 del borde de dirección del LDEF. Los resultados mostraron que la resistencia y el módulo de las muestras expuestas se degradaron solo para extender el porcentaje de pérdida de masa. Por tanto, excepto para la erosión física del material en el ambiente LEO no causo efectos perjudiciales.



Capítulo 2


Tabla 2-11. Información de la Prueba de Flexión para Carbono Termoendurecido en el

Experimento M0003-9 del LDEF.

En contraste a los compuestos epoxicos, la resistencia a la flexión en carbono/bismaleimido T300/V378A localizado en el borde principal fue de solo el 40% de la resistencia original (véase Fig. 2-8). La pérdida de masa para este material es de algún modo mayor que para los otros compuestos.

La Fig. 2-9 muestra la reducción en el módulo a la flexión para los compuestos

del borde principal del LDEF. El compuesto T300/V378A junto con el P75S/934 mostraron la mayor reducción del módulo, aproximadamente el 70% del original.



Capítulo 2


Fig. 2-8. Reducción en la Resistencia a la Flexión para los Compuestos de Carbono del Borde Principal en el LDEF.

Fig. 2-9. Reducción en el Módulo a la Flexión para los Compuestos de Carbono en el

Borde Principal en el LDEF.



Capítulo 2


Las muestras del epoxico T300/934 no mostraron cambios significativos en la pérdida de las propiedades de la resistencia a la flexión entre las diferentes posiciones del LDEF y control de tierra. La Fig. 2-10 muestra los resultados de la muestra de flexión para las muestras expuestas en el espacio y las muestras del control de tierra. Estos resultados se basan en las áreas de sección transversal para el post-vuelo. Los resultados de la pérdida de material para el borde principal mostraron una reducción del desempeño para las muestras dadas.

Fig. 2-10. Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del Epoxico T300/934.



Capítulo 2


Los resultados de las prueba de flexión para el epoxico AS-4/3501-6 mostraron

un pequeño cambio en el valor del módulo a través de diferentes tipos de exposición y en el control de tierra. Los valores de resistencia muestran que la variación de posición a posición, la mayoría debido al inherente dispersión de la matriz del polímero en las medidas de su resistencia y al pequeño tamaño de la muestra. Como los resultados del T300/934, el desempeño mecánico se reduce debido a la erosión del material en las muestras del borde principal.

Fig. 2-11. Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del Epoxico AS-4/3501-6.



Capítulo 2


Las muestras del polímero C6000/PMR-15 fueron reforzadas con una capa

angulada en una secuencia de [0, +45, 0, -45]. Como se puede ver en la Fig. 2-12, la resistencia y el módulo cayeron significativamente en la exposición del borde principal. Este comportamiento se puede ver en otras muestras del borde principal del LDEF como reforzamiento multi-direccional. Las muestras no expuestas al AO no mostraron cambio significativo en las propiedades de flexión comparados con la del control de tierra.

Fig. 2-12. Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del C6000/PMR-15.



Capítulo 2


Los resultados de la prueba de flexión para el carbono/LARC 160 polímeros mostraron un pequeño cambio en el valor del módulo a través de diferentes condiciones de exposición y en el control de tierra (vea Fig. 2-13). Los valores de resistencia mostraron una variación de posición a posición debido a la inherente dispersión de las medidas asociadas con los compuestos poliméricos y el pequeño tamaño de la muestra de este experimento. Esta situación es similar a los resultados para materiales no direccionales reforzados donde el desempeño mecánico se reduce debido a la erosión del material en el borde principal.

Fig. 2-13. Efectos de la Exposición del LDEF en las Propiedades de Flexión del Carbono/LARC 160.

La exposición en la LEO no redujo significativamente la resistencia a la flexión

del epoxico T300/934. Estos compuestos, parte del experimento M0003-8 se localizaron en las posiciones D9 y D3 y sostuvieron un esfuerzo durante su vuelo usando arreglos de precarga ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [1]. Los valores de resistencia varían enormemente para los valores más bajos asociados con el borde principal. Los resultados se muestran en la Tabla 2-12.



Capítulo 2


Tabla 2-12. Propiedades de Flexión para el Carbono T300/Epoxico 934.

La exposición en la LEO parece haber degradado las propiedades de flexión para el C6000/PMR-15 polímero. Las muestras flexionadas mostraron una reducción en el módulo comparado a valores de pre-vuelo. La reducción mayor se observo para el borde principal el cual también mostró los valores más bajos de resistencia. La erosión por AO del material en el borde principal fue responsable en las reducciones de las propiedades mecánicas. Se recomienda que los compuestos en el borde principal tengan protección contra el AO para exposición prolongada.

Tabla 2-13. Propiedades de Flexión para el Carbono C6000/polímero PMR-15. 2.1.10. Cambios Dimensionales Una de las ediciones relacionadas con el uso de compuestos de matriz polimérica en el espacio envuelve los efectos de la evaporación y el ciclo térmico. En suma, a la contaminación de la superficie del satélite adyacente y componentes resultado de la evaporación, se presentan cambios en las dimensiones estructurales y el desarrollo de micro-fracturas laminadas que pueden tener serias consecuencias en



Capítulo 2


el comportamiento de juntas reticuladas, sistemas ópticos y plataformas de comunicación. 2.1.11. Evaporación La evaporación produce cambios dimensionales de los compuestos de matriz poliméricas, las cuales se aproximan de manera asintótica a un valor constante una vez que el proceso de evaporación ha cesado [10, 11]. Una vez que el compuesto se experimenta a bordo del LDEF, la UTIAS (Universidad de Toronto e Instituto para Estudios Aeroespaciales) demostró los efectos de la evaporación en los cambios dimensionales de una variedad de fibras de carbono reforzadas con matrices epoxicas. El tiempo de evaporación, to, y el cambio dimensional asociado, Δε, obtenido para la tensión contra diagramas de temperatura se resumen en la Tabla 2-14 para el carbono/epoxico laminadas a una orientación de 90°. Tomo alrededor de 40 días para el carbono T300/epoxico 934 y el carbono T300/epoxico SP-288 para el vaciado por gas y 80 días para el carbono T300/epoxico 5208 para la evaporación.

Tabla 2-14. Tiempo de Evaporación y Cambios Dimensionales para Compuestos de Carbono/Epoxico.

Desde el punto de vista de diseño, los cambios dimensionales para las laminas

de orientación de [0] y [90] se pueden usar para predecir el Δε por una configuración laminar arbitraria. Claramente, la propiedades de la matriz dominante son mayormente afectadas por la evaporación pero también es evidente que el ángulo laminar de la capa de boro/epoxico experimento un cambio significativo en el Δε. La evaporación puede ocasionar cambios dimensionales en la orbita que se deben tomar en cuenta en el diseño de compuestos estructurales y las juntas donde las tolerancias dimensionales son criticas.



Capítulo 2


2.1.12. Coeficiente de Expansión Térmica Se observó una degradación no sustancial en la respuesta térmica de varios compuestos de matriz polimérica sino aquellas asociadas con la evaporación. Los valores de coeficiente de expansión térmica para el UTIAS en el experimento AO180 se resumen en la Tabla 2-15 [10]. A comparación de los valores de coeficiente de expansión térmica medidos en el espacio con aquellos medidos en las pruebas de simulador mostraron un acuerdo razonable.

Tabla 2-15. Valores de Coeficiente de Expansión Térmica para el UTIAS/Muestras de

Compuestos Termoendurecidos.

En la Tabla 2-16 se resume los coeficientes de expansión térmica de post-vuelo medidas en varias muestras de compuestos de carbono localizados en el satélite LDEF. Estos compuestos del experimento M0003-9 se localizan en la Bahía D, Fila 9 en el borde principal y en la Bahía D, Fila 3 en al borde de dirección del LDEF [1]. Las medidas del coeficiente de expansión térmica para la mayoría de las muestras parece no haber cambiado; el coeficiente de expansión térmica de las muestras de vuelo y las muestras de control de tierra son por debajo de la medida de error del dilatamometro.



Capítulo 2


Tabla 2-16. Coeficiente de expansión Térmica de Compuestos de Carbono Epoxico en

el LDEF.

Se pueden sacar varias conclusiones basadas en los resultados del análisis de las muestras de los materiales compuestos del UTIAS/LDEF.

• Los compuestos poliméricos de carbono se someten a la evaporación por 40 y 80 días dependiendo del sistema del material.

• La evaporación ocasiona cambios dimensionales significativos permanentes,

los cuales se pueden factorizar en el diseño de laminados de baja distorsión.

• La evaporación también produce cambios modestos en el coeficiente de expansión térmica, llegando a valores asintóticos que deberían ser usados en el diseño de las láminas de “cero coeficiente de expansión térmica” para el servicio espacial.

2.1.13. Micro-fractura El análisis cuantitativo de la micro-fractura se dirigió en los compuestos de matriz polimérica del experimento M0003-10 el cual soportó 32422 ciclos térmicos [6]. Estos compuestos consistieron en el carbono T300/epoxico 934, carbono AS-4/epoxico 3501-6, carbono C6000/polímero PMR-15 y el carbono/polímero LARC-160 y volaron en posiciones de exposición directamente en el espacio en el “puerto A” como en las posiciones protegidas “puerto B”, ambos en los bordes principal (Bahía D, Fila 8) y arrastre (Bahía D, Fila 4). Se mantuvieron también un completo juego de muestras del control de tierra a una temperatura controlada, condiciones de humedad y protegidas de la exposición a la luz en la Corporación Aeroespacial. La Tabla 2-17



Capítulo 2


resume los ciclos térmicos del LDEF y de los valores en pulgadas de las micro-fracturas para estos compuestos.

Tabla 2-17. Micro-fractura/Pulgada de los Compuestos de Carbono Termoendurecido

Expuesto en el Espacio.

Un estudio del comportamiento de los efectos de los recubrimientos de control térmico en las micro-fracturas cíclicas térmicas inducidas en los compuestos de carbono/epoxico indicó adecuadas capacidades de recubrimiento por la pintura blanco poliuretano A276 en una reducción efectiva en los ciclos extremos y choques [4]. Un panel epoxico T300/934 de 20 capas fue cubierto con un recubrimiento de control térmico en tres de sus cuatro cuadrantes dejando el último sin recubrir. El panel de compuesto que experimentó ~ 34000 ciclos térmicos sufrió diferentes ciclos extremos térmicos en cada cuadrante debido a las diferentes propiedades ópticas de los recubrimientos y del compuestos sin recubrir. La historia térmica de estas áreas se muestra en la Fig. 2-14.

Fig. 2-14. Historia Térmica para Compuestos Con y Sin Recubrimiento en el LDEF.



Capítulo 2


El panel, localizado en el borde principal en el experimento M0003-8 se expuso

a un flujo del AO de 8.99 x 1021 átomos/cm2. Una reactividad del AO de 0.99 x 10-24 cm3/átomo se calculó para el compuesto sin recubrimiento basado en la pérdida de espesor de 3.4 mils, el cual se compara favorablemente con las reactividades reportadas para las muestras del T300/epoxico 934 que volaron en el LDEF. Los recubrimientos de control térmico blanco oretano (A276 y BMS 10-60) previnieron el ataque del AO en el substrato del compuesto mientras que el recubrimiento de control térmico negro oretano (Z306) fue severamente erosionado por el AO, permitiendo algún ataque del AO en el substrato del compuesto. Las densidades de las micro-fracturas que se muestran en la Fig. 2-15 indicaron que el recubrimiento blanco no mostró micro-fractura mientras que el recubrimiento negro mostró una micro-fractura extensa.

Fig. 2-15. Densidad de Micro-fractura contra Posición para Compuestos Con y Sin Recubrimiento en el LDEF.

2.1.14. Alabeo

Se observa comúnmente que los compuestos aun equilibrados, curados y laminados simétricamente en una superficie plana muestran alguna pequeña inclinación, la cual es una manifestación del estado del esfuerzo residual dentro del laminado. Por tanto, los cambios en las características físicas deber ser relacionados a las condiciones de exposición en el ambiente espacial, tales como ciclos térmicos, o a otros cambios potenciales en el laminado debido a la exposición como micro-fractura y desgaste de superficie en un solo lado. El experimento A0175 midió la llanura de varios paneles de compuestos de fibras de carbono reforzadas con matrices de resina en dos bandejas, la A7 y la A1, antes y después de la exposición [12]. Estas dos bandejas se localizaron, respectivamente en las caras principal y de dirección del LDEF, orientadas



Capítulo 2


oblicuamente a las direcciones de ariete (Fila 9) y la de onda (Fila 3) que un flujo de AO de 8.99 x 1021 átomos/cm2 y 1.32 x 1017 átomos/cm2 respectivamente.

Tabla 2-18. Comparación del Alabeo de Pre-vuelo y Post-Vuelo para Compuestos Poliméricos.

2.1.15. Carbono/Termoplásticos

Los materiales compuestos de fibra de carbono reforzada como matrices de termoplásticos, como el carbono/polietero-ketona (PEEK), se ha considerado para aplicaciones de satélite debido a su promesa de reducir los costos de adquisición y vida para estructuras espaciales sobre compuestos de carbono/epoxico. La reducción del costo se obtiene a través de procesos de innovación y de rápido formado en contraste a los largos procesos típicos para los materiales termoendurecidos. La tabla 2-19 enlista los experimentos espaciales y compuestos termoplásticos expuestos en el ambiente LEO.

Tabla 2-19. Compuestos de Carbono/Termoplástico Expuestos en el Ambiente LEO.



Capítulo 2


2.1.16. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico

La pérdida de espesor promedio debido a la exposición del AO y a la reactividad del AO de muchos compuestos termoplásticos avanzados se resume en la Tabla 2-20.

Tabla 2-20. Rangos de Erosión del Oxigeno Atómico para Materiales Compuestos Termoplásticos.

La erosión en la matriz del compuesto fue mayor que en las otras fibras de

carbono. La erosión del sistema polisulfone P1700 fue mas pronunciado que la erosión en las matrices epoxicas. Los valores de reactividad del AO generalmente promediaron 1 x 10-24 cm3/átomo con la excepción del vidrio epoxico el cual tiende a autoprotegerse. 2.2. Degradación en las Propiedades debido al Oxigeno Atómico 2.2.1. Elasticidad Las Fig. 2-16 y 2-17 muestran la última resistencia a la tensión y el módulo de elasticidad para varios carbonos polysulfone reforzados con matriz de resina recibieron más de 5 a 9 meses de exposición en el ambiente LEO en el experimento AO134 [2]. La localización de este experimento fue en el borde principal del LDEF el cual recibió un flujo atómico de 8.99 x 1021 átomos/cm2. Ambas muestras de compuestos expuestas del C3000/P1700 y el C6000/P1700 experimentaron un deterioro en la resistencia a la tensión y el módulo de elasticidad. La resistencia a la tensión de los compuestos expuestos fueron del 15 al 30% más bajos que la línea de base de las muestras. El módulo de elasticidad de las muestras de los compuestos expuestos fueron entre el 15 al 30% mas bajos que la línea de base de las muestras.



Capítulo 2


Fig. 2-16. Efectos del Vuelo de Exposición en las Propiedades Elásticas del Carbono/Polysufone.

Fig. 2-17. Efectos del Vuelo de Exposición en el Módulo de Elasticidad del Carbono/Polysufone.



Capítulo 2


La exposición en la LEO parece no afectar en la reducción significativa de las

propiedades elásticas del compuesto polysufone T300/P1700 reforzado con 8 capas de orientación a 90°. Esta muestra del compuesto, parte del experimento M0003-8 se localizo en el borde de dirección en la posición D3 y mantuvo un esfuerzo durante el vuelo usando arreglos de precargas ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [3]. La Tabla 2-21 resume los resultados de la elasticidad. Los valores de la resistencia a la tensión y el módulo de elasticidad se comparan favorablemente con valores de pre-vuelo.

Tabla 2-21. Propiedades de Elasticidad para el Carbono T300/Polysufone P1700. 2.2.2. Compresión

La exposición en la LEO parece no afectar en la reducción significativa de las propiedades elásticas del compuesto polysufone T300/P1700 reforzado con 8 capas de orientación a 90°. Esta muestra del compuesto, parte del experimento M0003-8 se localizó en el borde de dirección en la posición D3 y mantuvo un esfuerzo durante el vuelo usando arreglos de precargas ajustadas para mantener un nivel determinado de tensión [1]. La Tabla 2-21 resume los resultados de la compresión. La información del módulo de compresión para el sistema polysufone es cuestionable debido al severo barrido el cual ocurre durante la prueba y puede ser causar el daño a los extremos de las muestras del arreglo de precargas.

Tabla 2-22. Propiedades Mecánicas del Carbono T300/Polysufone P1700.



Capítulo 2


2.2.3. Flexión La exposición en el ambiente LEO no causó un cambio significativo en las propiedades de flexión del compuesto polysufone T300/P1700 reforzado con 8 capas de orientación de 0, 90°. La Fig. 2-18 muestras que no hay una pérdida significativa en las propiedades de flexión entre las diferentes posiciones del LDEF y el control de tierra, las muestras son parte del experimento M0003-10 [6, 13]. Estos compuestos se localizaron en el borde principal y de dirección. Estos resultados se basan en las áreas de sección transversal del post-vuelo.

Fig. 2-18. Efectos de Exposición en Vuelo de las Propiedades de Flexión y el Módulo a

la Flexión del T300/P1700.

La reducción en la resistencia y el módulo del 10 al 25% es resultado de la erosión debido al AO en el borde principal sin recubriendo del compuesto polysufone T300/P1700 reforzado con 8 capas de orientación de 0, 90°. Esta muestra parte del experimento M0003-8 se localizó en el borde principal posición D9 y sostuvo un esfuerzo durante el vuelo usando un arreglo de precargas ajustadas para mantener un nivel de determinado de tensión [3]. No hubo cambios significativos en la resistencia a la flexión o en el módulo en los compuestos ubicados en el borde de dirección que no tenían recubrimientos. Los resultados se resumen en la Tabla 2-23. Los valores de resistencia variaron con las muestras del borde principal siendo las mas bajas.



Capítulo 2


Tabla 2-23. Propiedades Mecánicas del Carbono T300/Polysufone P1700. 2.3. Cambios Dimensionales 2.3.1. Evaporación No hay información de los experimento en vuelo. Sin embargo, los compuestos de carbono/termoplásticos tienen unas propiedades de evaporación bajas comparadas a los compuestos de carbono/termoendurecidos como medida del laboratorio de vació por gas ASTM E595 [14]. 2.3.2. Micro-fractura El análisis cuantitativo de la micro-fractura se hizo para un compuesto de carbono T300/polysufone P1700 perteneciente al experimento M0003-10 el cual soporto 32422 ciclos térmicos. Esta muestra se localiza en el borde principal y de dirección y se expuso directamente en el espacio en las posiciones “puerto A” como en las posiciones protegidas en el “puerto B” [6]. También un juego completo de muestras de control se mantuvieron a una temperatura controlada y condiciones de humedad y de protegidas de cualquier exposición al ambiente en la Corporación Aeroespacial. La Tabla 2-24 resume los ciclos térmicos y los valores en pulgadas de las micro-fracturas.

Tabla 2-24. Micro-fractura/Pulgada del Compuesto de Carbono/Polysufone.



Capítulo 2


La mayoría de las micro-fracturas observadas fueron entre capas. Una gran

cantidad de esfuerzos térmicos inducidos bajo ciclos térmicos se produjeron generalmente en capas no direccionales superiores. Los laminados sin recubrimiento presentaron la mayoría de las micro-fracturas. Las muestras del borde principal tienen una gran emisividad significativa debido la textura rugosa producida por la erosión del AO, la cual contaría para extremos térmicos menores. Un pequeño pero significativo nivel de fractura se encontró en el borde de dirección con recubrimiento en las muestras [3, 8]. 2.4. Vidrio/Termoendurecido 2.4.1. Pérdida de Masa

La pérdida de más de un compuesto ubicado en el borde principal del LDEF se encuentra en la Tabla 2-25 [1]. La pérdida de masa dada por la muestra es aproximadamente de 0.080 pulgadas de espesor. Las muestras del borde de dirección y las del control de vuelo y tierra no tienen pérdidas significativas. Debido a que las muestras del borde principal fueron las únicas en presentar pérdida de masa, esta es una muestra de erosión debido al AO y al impacto de micrometeoritos.

Tabla 2-25. Pérdida de Masa Típica de Materiales Compuestos de Vidrio Epoxico.

La cantidad total de pérdida del espesor fue de 0.013-0.030 mm para la muestra del vidrio/epoxico. Esto es significativamente menor que la pérdida de espesor de aproximadamente 0.100-0.150 mm para las muestras de carbono/epoxico y de 0.080-0.130 mm para las muestras de Kevlar/epoxico. 2.4.2. Erosión del Espesor debido a la Exposición del Oxígeno Atómico

La Tabla 2-26 resume la pérdida de espesor promedio debido a la exposición del AO y la eficiencia de reacción del AO para compuestos de fibra de vidrio contenidos dentro del experimento AO171 y se localizó en la Fila 8 Posición A, la cual permitió que todos los materiales se expusieran a un flujo del AO de 7.15 x 1021 átomos/cm2 como resultado de ser posicionado a 38° de la dirección de ariete [15]. La pérdida de espesor medida en las muestras del vuelo fueron consistentes con su medida de pérdida de masa.



Capítulo 2


Tabla 2-26. Rangos de erosión para Compuestos de Vidrio/Epoxico en el Experimento

AO171.

Comparado con el carbono/epoxico, el vidrio/epoxico fue el menor afectado por la exposición al AO. La fotografías del vidrio/epoxico mostró que el epoxico se erosiona por el AO pero las fibras parecen no ser afectadas. El AO erosionó solo la resina exterior y la resina entre las fibras y se formó una fibra de vidrio protegida en una capa exterior la cual fue inerte al AO. El vidrio/epoxico no tiene un relación linear entre la fluencia del AO y la pérdida de masa.

La relación no linear es causada debido a la diferencia en la reactividad de las fibras y la matriz en presencia del AO. El epoxico reacciona agresivamente con el AO, donde las fibras de vidrio son inertes al AO. 2.4.3. Degradación en las Propiedades Mecánicas debido al Oxigeno Atómico

Los resultados de las pruebas de las propiedades mecánicas se resumen en la Tabla 2-27. Las muestras que se probaron para el cortante de viga corta fueron de láminas de 16 capas o direccionales. Los resultaron mostraron que la resistencia de las muestras en vuelo se degradaron solo para extender el porcentaje de pérdida de masa. Esto indica que excepto por la erosión física del material no hay efectos mecánicos perjudiciales ocasionados por el ambiente LEO.

Tabla 2-27. Resistencia al Cortante de Viga Corta para Compuestos de Vidrio/Epoxico

en el LDEF.



Capítulo 2


2.5. Kevlar/Termoendurecidos 2.5.1. Pérdida de Masa

La pérdida de masa de un compuesto de Kevlar/epoxico ubicado en el borde principal del LDEF se resumen en la Tabla 2-28 [1]. La pérdida de masa dada por las muestras son de aproximadamente de 0.080 pulgadas. Las muestras del borde de dirección y las de control de tierra no tuvieron pérdidas significativas. Debido a que las muestras del borde principal fueron las únicas en presentar pérdidas, la muestra presenta erosión debido al AO y al impacto de micrometeoritos.

Tabla 2-28. Pérdida de Masa Típica para Materiales Compuestos de Kevlar Epoxico.

Las muestras del Kevlar/epoxico de desempeñan de una manera similar a las

de carbono/epoxico, en ambas la fibras y las matrices aparecen erosionadas. La cantidad total de pérdida de espesor es de aproximadamente 0.08-0.13mm para las muestras de Kevlar epoxico. Esto se compara con los 0.10-0.15 mm para el carbono/epoxico y los 0.013-0.03 mm para el vidrio/epoxico. 2.5.2. Daño por Impacto de Micrometeoritos y Escombros

El daño por micrometeoritos y escombros para varios compuestos reforzados de Kevlar epoxico se observó en el experimento AO180 [16]. Estas muestras se montaron en la estación D-12 alrededor de 82° del vector de velocidad del LDEF. La superficie expuesta fue de ~ 0.6 m2. El UTIAS sufrió 84 impactos arbitrarios por micrometeoritos y escombros; 74 de ellos produjeron cráteres teniendo diámetros menores de 0.5 mm. El número predicho de impactos para esta área después de 5.75 años es de ~ 80.

De una inspección detallada de las muestras de los compuestos, solo 10 de los 84 impactos se encontraron en este material, el promedio ubicado en los extremos del arreglo y las bases de aluminio. Un resumen de los 10 sitios de impactos encontrados en las muestras del compuesto en la Tabla 2-29 con una estimación en el área de daño, el tamaño del orificio y la profundidad de penetración. También se incluye el daño por impacto del las muestras de carbono/epoxico reforzados. Dicha información es útil para una estimación total del daño en compuestos estructurales que se deben a los micrometeoritos/impactos.

Estos impactos en los compuestos de matriz polimérica no producen los cráteres típicos hemisféricos en las estructuras metálicas. Más aun, debido a la fragilidad natural de las matrices de la resina, una penetración generalmente se



Capítulo 2


encuentran orificios penetrantes con área de daño adyacente, algunos internos y en fibras locales.

Tabla 3-29. Resumen de las Características de los Impactos en las Muestras del Compuesto de Kevlar Epoxico.

2.5.3. Degradación de las Propiedades Mecánicas debida al Oxigeno Atómico

Dos pruebas en las propiedades mecánicas, corte y flexión se hicieron en varias muestras de compuestos ubicadas en el LDEF [1]. Estas pruebas se eligieron debido a las limitaciones en tamaños de las muestras y los cambios en las propiedades de corte y flexión esperarían en aparecer más distintivamente que otros cambios de las propiedades mecánicas.

Los resultados de las pruebas mecánicas se presentan en las Tablas 2-30 y 2-31. La Tabla 2-30 muestra los resultados del cortante por viga corta. Las muestras que se probaron para el cortante de viga corta fueron de láminas de 16 placas unidireccionales. La Tabla 3-31 da los resultados de la prueba de flexión.

Tabla 2-30. Resistencia al Cortante de Viga Corta para el Kevlar/Epoxico X904B.



Capítulo 2


Tabla 2-31. Propiedades de flexión del Kevlar/Epoxico X904B.



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Referencias 1. C. Blair y B. C Petrie, “Low Herat Orbit Environmental Effects on Composite

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10. R. C. Tennyson y R. Mathews, “Outgassing and Dimensional Changes of Polymer Matrix Composites in Space”, LDEF Second Post-Retrieval Symposium, NASA CP-3194, 1993, pp. 877-888.

11. R. C. Tennyson et al., “LDEF Mission Update: Composites in Space”, Advanced Materials & Processes, Mayo 1991, pp. 33-36.

12. R. F. Vyhnal et al., “The Effects of Long-Duration Space Exposure on the Mechanical Properties of some Carbon-Reinforced Resin Matrix Composites”, LDEF Second Post-Retrieval Symposium, NASA CP-3194, 1993, pp. 941-955.

13. P. George, “Space Environmental Effects on LDEF Low Earth Orbit Exposure Graphite Reinforced Polymer Matrix Composites”, LDEF Materials Workshops ’91, NASA CP-3162, 1992, pp. 543-570.

14. Dato no publicado. 15. A. F. Whitaker, “Atomic Oxygen Effects on LDEF Experiment AO171”, LDEF

Second Post-Retrieval Symposium, NASA CP-3194, 1993, pp. 1125-1135. 16. R. C. Tennyson et al., “LDEF Mission Update: Composites in Space”, Advanced

Materials & Processes, May 1991, pp. 33-36.



Capítulo 3

Protección Contra la Radiación Espacial - 66 -

Capítulo 3 Protección Contra la Radiación Espacial

3.1. Ambiente de Radiación Espacial La penetración de la radiación espacial que puede tener efectos significativos en los vehículos espaciales son los electrones, protones y en poco grado, partículas cargadas pesadas. Los protones y electrones presentan un peligro y es más difícil de proteger los vehículos en contra de ellos debido a su alta intensidad relativa y gran penetrabilidad. Las partículas Alfa forman parte de los rayos cósmicos y pueden se significativos para situaciones en las cuales las atenuaciones de pequeños flujos es provisto debido a su característica de alta dosis de deposición. La gran compresión energética nucleica de los rayos cósmicos galácticos pueden causar una gran cantidad de daño, relativo a la intensidad del flujo, pero la baja intensidad del flujo imposibilita la posibilidad de ser de mayor importancia [3, 4]. 3.1.1. Rayos Solares cósmicos La radiación solar cósmica es importante para la protección contra la radiación que consiste mayormente de protones con algunos rayos Alfas emitidos esporádicamente por el Sol durante algunas exhalaciones solares. La energía de la partícula típicamente involucra espectros de energía que son más sofisticados que los asociados a los rayos cósmicos y protones atrapados. Esta fuente de radiación es significativa para misiones fuera del campo geomagnético, los cuales pueden modificar el espectro de energía y reducir severamente la intensidad del flujo [3]. La sombra de la Tierra también reduce el flujo, por al menos de un factor de 2 para órbitas bajas.

Fig. 3-1. Dosis de Protones Solares como Función del Espesor de la Protección de Aluminio y Nivel de Confiabilidad para el Solar Maximum.



Capítulo 3


Los rayos solares cósmicos se presentan por periodos superiores de varios días. La dirección del flujo varía de una alta anisotropía durante el inicio del evento hasta cercanamente isotrópico después del evento. Mientras que el tiempo de dependencia de estos eventos es altamente variable, los eventos tienen un comportamiento característico [4]. Sin embargo, cuando un evento ocurrirá no es usualmente predecible, excepto en términos estadísticos. Se ha hecho intentos para establecer una correlación de la fuerza suficiente para permitir una predicción confiable en un evento de larga duración, debido a que la mayoría de la dosis de rayos solares cósmicos que se recibe durante una misión probablemente proviene de un gran evento sencillo [5]. A pesar de que son correlaciones con el número de manchas solares y otras condiciones visibles en el Sol, no se ha encontrado ningún método confiable [6, 7]. En consecuencia, la incertidumbre en este ambiente es un factor mayor en el establecimiento de los requerimientos de la protección contra la radiación para misiones de larga duración fuera del campo geomagnético.

Fig. 3-2. Variación del Protón Solar con la Duración de la Misión para el Solar Maximum.

3.1.2. Radiación Atrapada Los planetas con un campo magnético similar al de la Tierra son rodeados por radiación magnética atrapada que consiste en electrones y protones de alta energía [8, 9]. La dirección de estas partículas se relaciona con la orientación del campo magnético; sin embargo, debido a la orientación del vehículo espacial varía con respecto al campo magnético durante el curso de la misión, estas partículas se consideran usualmente isotropicas para el propósito del diseño de la protección contra la radiación.



Capítulo 3


Fig. 3-3. Rango de Dosis de Protones Atrapados como Función del Espesor de la Protección de Aluminio en una Orbita de Altitud Circular.

La radiación atrapada existe sobre la atmósfera y dentro de la mayoría de la envolvente contenida en el campo magnético. Para la Tierra, esta varía de una altitud de aproximadamente de 200 km y más allá de una altitud de la órbita sincrónica. Los electrones de alta energía están contenidos en los cinturones internos y externos los cuales incluyen el campo geomagnético entero. Los protones de alta energía se restringen a los cinturones interiores a altitudes menores de aproximadamente de 15000 km; los protones de baja energía se extienden en el cinturón externo. La intensidad del flujo de la radiación atrapada de la Tierra y el espectro de energía dependen del tiempo debido a la actividad solar. Los flujos de protones de alta energía atrapados son relativamente estables, con variaciones de cuando mucho factores de 2 cuando ocurre una tormenta solar [22]. Los flujos de electrones atrapados son muchos más variables, con cambios de más de un orden en magnitud en periodos cortos como minutos [11, 12]. Las variaciones mayores se dan a altitudes muy superiores y a latitudes geomagnéticas altas. Para misiones superiores de semanas, el flujo promedio es aproximadamente constante. A pesar de estas variaciones regulares asociadas con el ciclo solar de 11 años, no se ha resuelto aún lo suficiente para contabilizar explícitamente en el diseño de la protección contra la radiación [12]. En suma, el ambiente de electrones puede ser incrementado por las explosiones nucleares a altitudes superiores [13].



Capítulo 3


3.1.3. Rayos Galácticos Cósmicos Los rayos galácticos cósmicos proveen una fuente de radiación continua, esencialmente isotropica que consiste de alrededor del 85% de electrones, 14% de partículas Alfas y menos del 1% en comportamiento nucleico. Esta es una fuente más precisamente conocida y la incertidumbre de su naturaleza es relativamente insignificante en el diseño de la protección contra la radiación.

Fig. 3-4. Dosis de Rayos Galácticos Cósmicos en el Espacio Libre a 1 AU. Las energías de estas radiaciones son en magnitud lo suficiente como para proteger los vehículos en contra de ellas y las radiaciones secundarias que producen en el material protegido no es práctica. Sin embargo, la intensidad es pequeña y corresponde a un rango de dosis en el espacio libre que varía aproximadamente 8 rad por año durante la actividad solar mínima a menos que la mitad de esta cantidad durante la actividad solar máxima a 1 AU (149.598 x 106 km) [14].



Capítulo 3


Fig. 3-5. Variación de los Rayos Galácticos Cósmicos con la Inclinación de la Orbita Circular.

La intensidad en el flujo del sistema solar se reduce al incrementar la actividad de la tormenta solar en virtud de los campos magnéticos interplanetarios asociados con las tormentas solares. También la intensidad varía con la distancia desde el Sol, a pesar de la naturaleza y causa de la variación que son inciertas [15]. El rango de dosis se puede reducir por un orden de magnitud del campo geomagnético y por un factor de 2 debido a la sombra de la Tierra para misiones en la LEO [16]. El espesor práctico de la protección no afecta el rango de dosis por más de +/- 20% [14]. La dosis de rayos galácticos cósmicos influye el diseño de la protección contra la radiación debido a que debe ser sustraída del total de dosis permisibles para determinar las dosis que se pueden permitir de las otras fuentes de radiación [17]. 3.2. Dosis de Radiación Permisibles Las dosis de radiación permisible abarca la especificación principal la cual se diseña para la protección en contra de la radiación. Las dosis permisibles se determinan en base del conocimiento especializado de los efectos de la radiación, acoplada con la filosofía o política de que constituye un riesgo aceptable a los ocupantes del vehículo y el desempeño de la misión.



Capítulo 3


Fig. 3-6. Efectividad Relativa de la Protección Contra Protones y Rayos Alfa. La radiación penetrante causa daños principalmente en los mecanismos de ionización y desplazamiento atómico. La mayoría de la información de los efectos de la radiación en materiales y componentes no provee información definida directamente relacionada a las aplicaciones específicas en el ambiente de radiación espacial. También, los efectos de la radiación no son siempre expresados en términos de unidades consistentes o bien definidas en ambientes de radiación. Sin embargo, hay suficiente conocimiento para proveer especificaciones significativas para muchas situaciones [18]. Los daños por radiación espacial en tejido biológico son principalmente por ionización [19, 20, 21, 22]. 3.3. Análisis de Dosis Los métodos actuales para el análisis y diseño de la protección contra la radiación se pueden usar para estimar la dosis de radiación en componentes de vehículos espaciales con un grado de exactitud en los requerimientos de la presente misión. Debido a los esfuerzo independientes y grandes cantidades de información generada en los años recientes concernientes a la protección contra la radiación, el Centro de Información de Protección en Contra la Radiación (RSIC) en el Laboratorio Nacional de Oak Ridge se formó como un centro de recopilación para los datos y métodos para la protección, incluyendo la información actual de la protección de la radiación espacial. Hay dos tipos generales de protección aplicables en contra de las partículas cargadas que existen en el ambiente de radiación espacial. Estos tipos son la protección activa y pasiva. La protección activa usa campos magnéticos o eléctricos para deflectar las partículas cargadas lejos de los vehículos espaciales. El principio de la protección pasiva es simplemente colocar masa entre la fuente de radiación y el receptor. Cuando pasa a través de la masa, se atenúa la radiación y las interacciones nucleares con el material.



Capítulo 3


3.3.1. Análisis de Dosis de Protones Para los espectros de energía del protón solar y del protón atrapado, el movimiento de partículas y transmisión de dosis a través de la protección es menor que aproximadamente 20 g/cm2 y es principalmente un aspecto de pérdida de la energía del protón por la ionización directa del material protegido. La teoría de este mecanismo de pérdida de energía o relación de rango de energía se conoce bien y da resultados exactos excepto a energías muy bajas [23, 24, 25, 26]. Durante el movimiento lento del protón primario las interacciones nucleares con el material protegido crea nucleones secundarios. Sin embargo, estas radiaciones secundarias para los espectros de energía del protón solar y protones atrapados afectan el total de la dosis absorbida por solo aproximadamente el 10% por el espesor de protección de menos de 20 g/cm2 [27, 28]. Se ha establecido que otras radiaciones secundarias de protones inducidas no son usualmente importantes. La radiación Gama secundaria es una excepción posible en situaciones de protones solares envueltos con componentes excepcionalmente de baja energía [29]. La tecnología para analizar la dosis de los protones primarios es algo exacta cuando la distribución de la masa se define exactamente. Para casos que involucran espectros sofisticados de energía y grandes espesores de protección, la radiación secundaria representa una gran fracción de la dosis total, confiando en los resultados calculados no es tan alto como cuando la dosis de protones primarios es dominante. Sin embargo, casi en todas las situaciones de diseño de vehículos espaciales la incertidumbre de las dosis de la radiación secundaria no es altamente significativa debido a que representa una pequeña fracción de la dosis total. Los métodos actuales de análisis de la dosis de protones produce resultados consistentes razonables los cuales comparan bien (en la mayoría de los casos) con los cálculos detallados de Monte Carlo que no se adaptan a los presentes diseños calculados [30, 31, 32, 33, 34]. Hay un gran número de programas de cómputo para el análisis de dosis de protones en una dimensión [28, 35, 36, 37, 28]. Estos programas tratan el movimiento del protón primario y la producción del núcleo secundario y el movimiento en configuraciones de una dimensión compuesta de materiales laminados. Todos usan la aproximación del movimiento lineal. Estos programas son capaces de analizar sistemas que pueden ser representados por configuraciones de una dimensión o para generar atenuaciones de dosis en los núcleos, para análisis de tres dimensiones se utilizan programas de geometría compleja [35, 39, 40]. Los programas de geometría compleja estiman la dosis recibida a un punto de dosis dado por lo siguiente:

• Analíticamente traza un gran número de rayos, cada uno representa un segmento de ángulo sólido, desde el punto de dosis al exterior del vehículo.

• Determina la distribución de masa a lo largo de cada rayo correspondiente a la

atenuación de la dosis basado en los cálculos de una dimensión.



Capítulo 3


• La suma de las contribuciones de las dosis de cada segmento de ángulo sólido

para obtener la dosis total de todas las direcciones.

Para los programas de geometría compleja, el desempeño del escaneo automático y el trazado de rayos, el vehículo espacial y su contenido, debe ser representado por regiones espaciales homogéneas, encerradas por superficies matemáticas definidas.

Para sistemas de geometría compleja, las aproximaciones se hacen en la

representación de la distribución de la masa para mantener la magnitud del esfuerzo dentro de los límites prácticos y para ser consistentes con el uso de la atenuación nucleica de una dimensión. Estas aproximaciones son la mayor fuente de errores en el análisis teórico; este problema es en suma a cualquier carencia de conocimiento acerca de la distribución de masa actual. La incertidumbre, por lo tanto, presentada para protones varía con la situación pero, basado en el dato cuantitativo limitado se estima que es menor que el factor de 2 para la mayoría de las situaciones practicas [41]. 3.3.2. Análisis de Dosis de Núcleo Pesado Los núcleos pesados son partículas cargadas de forma más masiva que los protones y pueden clasificarse convenientemente como las partículas Alfa. La única fuente significativa de los núcleos pesados a parte de las partículas Alfa son los rayos galácticos cósmicos. El análisis de dosis detrás del espesor significativo de la protección para los rayos galácticos cósmicos más pesados que los protones es más allá del estado del arte debido al conocimiento acerca de las radiaciones secundarias que es insuficiente [14, 42]. Las medidas en la atmósfera terrestre indican que las radiaciones secundarias son extremadamente importantes en la determinación de los rayos galácticos cósmicos y el hecho causa que sea aproximadamente uniforme, dentro del +/- 20% detrás de la protección menor de 100 g/cm2 [14]. Por tanto, del punto de partida de diseño, el análisis de dosis de núcleos pesados esta limitado a las partículas Alfa asociadas con los rayos solares cósmicos. La interacción de las partículas Alfa con el hecho de que es fundamentalmente el mismo para los protones y todos los procedimientos mencionados para analizar la dosis de protones primarios son directamente aplicables al análisis de la dosis de partículas Alfa [23, 24]. Algunos programas de computación pueden requerir modificaciones para tratar los núcleos pesados en vez de los protones; sin embargo, la modificación es menor debido a un simple factor de escala relacionando todos los datos de rango de energía para partículas pesadas cargadas a los datos de rango de energía de los protones con un error insignificante a las otras fuentes de error que se han discutido [23, 25, 26]. El estado de arte para el análisis de la dosis de partículas Alfa primaria es esencialmente el mismo como para los protones primarios. A pesar del conocimiento de las radiaciones secundarias no es cercanamente tan avanzado como para los



Capítulo 3


protones, este probablemente no tiene un efecto significativo al estado del arte completo de la protección de la radiación espacial. 3.3.3. Electrones y el Análisis de Dosis Bremsstrahlung En contraste con los protones, la masa pequeña relativa de los electrones causa que se deflecten fácilmente por colisiones con los mismos electrones y el núcleo. Esto alternadamente causa que se produzcan Bremsstrahlung (o rayos X) lo cual es mucho más penetrante que los electrones. También, el uso de las relaciones de los rangos de energía del electrón y la aproximación lineal para determinar la dosis de electrones y en consecuencia no es valido como para los protones debido a las grandes variaciones de la transmisión de electrones individuales alrededor de la transmisión promedio [26, 43]. A pesar de las estimaciones del movimiento de los electrones y las dosis pueden ser hechas con la base de los rangos prácticos o efectivos, estas estimaciones son generalmente demasiado altas [23]. Los rangos de error son: desde insignificante para cero protección, a una magnitud mayor tanto como la protección incrementa [28].

Fig. 3-7. Dosis Bremsstrahlung como Función del Espesor de la Protección de Aluminio en Altitudes de Órbita Circular.

La teoría de la producción de electrones Bremsstrahlung y su movimiento es a través del hecho de que es suficientemente exacta para el diseño de la protección en contra de la radiación espacial. Como en el movimiento del electrón, el análisis paramétrico Monte Carlo del movimiento Bremsstrahlung son útiles para la generación



Capítulo 3


de las atenuaciones de la dosis de núcleo para aplicaciones en el diseño de la protección [44]. Como en el caso de los protones, hay programas de cómputo de diseño de orientación para el desempeño del electrón en el análisis de dosis Bremsstrahlung en protecciones laminados de una dimensión [28, 35, 36]. Estos programas son adecuados para estudios paramétricos y pueden ser usados con programas de cómputo de geometría compleja para analizar configuraciones en tres dimensiones [35, 39, 40]. Los análisis del electrón y la dosis Bremsstrahlung usando estos programas es lo suficiente exacto para la mayoría de las situaciones de diseño. La gran incertidumbre es en el uso de la transmisión de una dimensión del electrón para calcular la dosis del electrón en sistemas geométricos complejos. La incertidumbre en los resultados del análisis de dosis generalmente se incrementa tanto como se incrementa la complejidad del sistema. La incertidumbre es usualmente mayor para la dosis de electrón y para la dosis Bremsstrahlung. Para análisis basados en el método del punto del núcleo, la dosis del electrón puede tener un error de factor de 2 o más; los resultados de los análisis Monte Carlo proveen la mayor exactitud lograda [45]. 3.4. Diseño de la Protección La discusión siguiente ha cubierto el estado del arte para la determinación de la dosis de radiación cuando se da un juego completamente específico de condiciones. Para un objetivo más general, las dos aproximaciones están disponibles. La primera y más común de las aproximaciones es el análisis interactivo de diseños progresivamente mejorado; la segunda involucra directamente la optimización numérica. La primera aproximación puede ser tediosa, pero es aplicable en principio a cualquier nivel de complejidad del sistema y de la sofisticación del análisis de dosis. La segunda aproximación es generalmente limitada al método del punto del núcleo utilizado por los programas de geometría compleja debido a que es impractico para usar métodos más exactos en un procedimiento de optimización automatizado o semi-automatizado. La segunda aproximación de la optimización numérica directa es particularmente apropiada para sistemas geométricos complejos con varios parámetros y constantes múltiples no lineales. A pesar de que se desarrollaron los programas de cómputo de varios grados de sofisticación para el manejo de dicho problemas, algunos han sido mostrados al público en general. Esta aproximación es particularmente apropiada para la protección en contra de protones y rayos Alfas debido al método del punto del núcleo es aún más exacto para protones y rayos Alfas, aún para sistemas altamente heterogéneos [46].



Capítulo 3


3.5. Pruebas Las instalaciones existentes de aceleradores de partículas y radioscopia no tienen la capacidad de simular los ambientes de radiación espacial en términos de espectros de energía o la capacidad de acomodar las áreas importantes expuestas. En consecuencia, el estado del arte para las pruebas de la protección en contra de la radiación espacial es muy limitado. Se consideraron muchos experimentos de aproximaciones, pero generalmente no se han aceptado los criterios para la aplicación de las pruebas en los diseños específicos que se han definido. Las aproximaciones consideradas son las siguientes:

• La medida de la radiación de movimiento a través de los componentes estructurales de vehículos espaciales representativos.

• La medida de la distribución de la masa del vehículo espacial.

• Experimentos no tripulados lanzados al espacio para establecer

experimentalmente las incertidumbres separadas y combinadas por el ambiente de radiación y los métodos teóricos de la predicción de la dosis.

• Las pruebas de vuelo instrumentadas de los vehículos espaciales para

eliminar las incertidumbres combinadas asociadas con la radiación atrapada, la distribución de la masa y los métodos teóricos de la predicción de la dosis.

Excepto por la ultima aproximación, esto no representa la prueba del sistema

en sentido usual, pero intenta reducir experimentalmente la incertidumbre involucrada en el proceso de diseños de protección en contra la radiación espacial [2]. 3.5.1. Medida de la Radiación por Transmisión A pesar de las medidas que se han hecho para los componentes individuales y para las pruebas de investigación instrumentadas, se ha hecho poco en apoyo directo del proyecto del vehículo espacial. Se han hecho algunas medidas de este tipo previamente en el programa Apolo. 3.5.2. Medida de la Distribución de la Masa Se han hecho las medidas de la distribución de la masa para el modulo de comando del Apolo. Las medidas también se han hecho para el Gemini pero no como parte del desarrollo de pruebas de este programa. En todos los casos, se uso un dispositivo de prueba para rayos gama [47]. Las comparaciones de las diferencias entre las dosis calculadas basadas en las distribución de masa estimada y las dosis calculadas basadas en las medidas de la distribución de la masa indicaron que los resultados basados en la estimación fue muy alto por un factor de 2.7 a 3.5 para el Gemini y de un factor de 1.5 a 1.7 para el modulo de comando del Apolo [48]. El rango en los factores es causado por muchas diferencias en los modelos del ambiente de protones que se analizaron para determinar la influencia del espectro de energía en las comparaciones.



Capítulo 3


3.5.3. Experimentos No Tripulados Los experimentos no tripulados han sido dirigidos como proyectos de investigación [49, 50, 51]. La distribución de las masas de los sistemas son exactamente conocidos. La comparación entre las predicciones teóricas y las medidas mostraron que la única discrepancia se causo debido al conocimiento insuficiente del ambiente de radiación espacial. 3.5.4. Pruebas de Vuelo Instrumentado Las pruebas de vuelo de vehículos espaciales que se han hecho incluyeron detectores de radiación abordo. Se hizo el análisis comprensivo de la protección contra la radiación basado en los datos recopilados del vuelo para el proyecto Mercuri y el programa Gemini, para que la información recopilada durante las pruebas de vuelo tripuladas y no tripuladas del Apolo 4 y 6 se instrumentaran y las medidas se analizaran [52, 53, 54].



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8. Anon, “Magnetic Fields – Earth and Extraterrestrial”, NASA Space Vehicle Design Criteria (Environment), NASA SP-8017, 1969.

9. Haffner J. W., “Calculated Dose Rates in Jupiter’s Van Allen Belts”, AIAA J., Vol. 7, No. 12, Diciembre 1969, pp. 2305-2311.

10. King J. H., “Models of the Trapped Radiation Environment”, Vol. IV – Low Energy Protons, NASA SP-3024, 1967.

11. Vette J. I., Lucero A. B. y Wright J. A., “Models of the Trapped Radiation Environment”, Vol. II – Inner and Outer Zone Electrons, NASA SP-3024, 1966.

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13. “Collected Papers on the Artificial Radiation Belt” del 9 de Julio de 1962, Nuclear Detonation, J. Geophysics, Res., Vol. 68, No. 3, Feb. 1963.

14. Shaefer, H. J., “The LET Spectrum of Galactic Radiation Exposure in Space and Its Transition in Shield or Tissue”, Protection Against Space Radiation, NASA SP-169, 1968, pp. 43-45.

15. Krimigis S. M. y Veribatesan D., “The Radial Gradient of Interplanetary Radiation Measured by Mariners 4 and 5”, J. Geophysics. Res., Vol. 74, No. 16, Agosto 1969, pp. 4129-4145.

16. Haffner J. W., “Radiation and Shielding in Space”, Academic Press, Nueva York, 1967.

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19. Kelton A. A., “Radiation Guidelines for Manned Space Vehicles – A Review With Recommendations”, Rept, SM-47749, Douglas Aircraft Co., July 1965.



Capítulo 3


20. Billingham J., “Apollo Dose Limits”, Second Symposium on Protection Against Radiation in Space, Editado por A. Reetz Jr., NASA SP-71, 1965, pp. 139-141.

21. Ballinger E. R., “Status of Research To Determinate Radiological Response Criteria for Space Missions”, Protection Against Space Radiation, NASA SP-169, 1968, pp. 33-42.

22. Trubey D. K., “Proceedings of the Special Sessions on Radiation Transport and Biological Effects”, TID-4500, Office of Technical Services, Dept. of Commerce, 1966.

23. Evans R. D., “The Atomic Nucleus”, McGraw-Hill Book Co., Inc., 1955. 24. Anon, “Studies in Penetration of Charged Particles in Matter”, Publication 1133,

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28. Yucker W. R. y Lilley J. R., “CHARGE, a Space Radiation Shielding Code”, Rept. DAC-62231, McDonnell Douglas Astronautics Co., Abril 1969.

29. Alsmiller R. G. Jr., “High Energy Nucleon Transport”, Protection Against Space Radiation, NASA SP-169, 1968, pp. 403-428.

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38. Hildebrand R. I. y Renkel H. E., The Lewis Proton Shielding Code”, NASA TM X-52166, 1966.

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Capítulo 3


40. Malone C. F., “Computer Program User Manual”, Vol I – Program K019 Shield Thickness Calculation Program, NASA Project No. 3066, 1965.

41. Liley B. y Schaedle G. C., “An Examination of the Relative Merits of Stochastic and Nonstochastic Methods of Computing Primary Ionization Doses”, Second Symposium on Protection Against Radiation in Space, NASA SP-71, 1965, pp. 527-533.

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52. Schneider M.F., “Dose and Depth Measurements on the Sixth Gemini Flight, A Comparison with the Gemini-4 Radiation Measurements”, Rept. AFWL-TR-68-80, Air Force Weapons Lab., Septiembre 1968.

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54. Warren C. y Baker B., “Radiation Measurements on the Ninth Mercury-Atlas Mission (MA-9)”, NASA TN D-2608, 1965.



Capitulo 4 Modelo Ambiental de Meteoritos

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Los Meteoritos son partículas sólidas que se mueven en el ambiente interplanetario y se origina de fuentes de cometas y asteroides. Debido a su velocidad, densidad y masa, los meteoritos pueden causar daños en vehículos que operan en el espacio. El tipo y la extensión del daño depende del tamaño, configuración estructural del vehículo y la exposición de estos en el espacio. El impacto del meteorito en el vehículo espacial puede resultar en daño en la puntura de la cabina de presión, radiador, la deterioración de ventanas, superficies ópticas y recubrimientos de balance térmico por fractura y estallido. Otros posibles efectos de los impactos incluyen el daño a las antenas, toberas y a los plomos eléctricos.

El conocimiento actual de ambas propiedades físicas y los acontecimientos de

los meteoritos se consideran importantes para misiones cercanas a la Tierra, cislunares y lunares que se basan en observaciones de meteoros hechas por bases terrestres fotográficas y técnicas de radar y en medidas directas del flujo de meteoritos cercanos a la Tierra por cohetes instrumentados y vehículos espaciales [1, 2, 3, 4, 5, 6, 7].

4.1. Observaciones y Medidas 4.1.1. Observaciones fotográficas Las observaciones han equipado la mejor información de los meteoros a la fecha [8, 9, 10]. Las grandes variaciones temporales y espaciales son aparentes debido a las observaciones y estas variaciones de la base de la descripción del ambiente de flujo de meteoritos. La población de meteoritos interviene en estas observaciones. Sin embargo, esta sujeto a error debido a las grandes limitaciones en los datos observados, como la incertidumbre en convertir la medida de índice de la masa, la tasa de masa observable, la estructura y composición del meteorito. 4.1.2. Observaciones de Radar

Las nubes y la luz del día no limitan los periodos de muestreo para observaciones fotográficas [11, 12, 13]. Por tanto, el dato de radar tiene un significado estadístico. Sin embargo, esta técnica tiene el mismo tipo de limitaciones que la fotográfica y en suma, una selección de los efectos debido a la oblicuidad en favor de la alta velocidad de los meteoros y el efecto de alteración en el cortante de las trayectorias ionizadas en los objetos más débiles. Debido a esta gran cantidad de efectos selectivos, la técnica del radar se considera menos confiable que la fotográfica. Las dos técnicas basadas en la Tierra proveen información de la masa de los meteoros mayores que 10-6 gramos.




- 82 -

4.1.3. Medidas Directas Los detectores montados en los vehículos espaciales y cohetes han proporcionado información en el flujo de meteoritos en los rangos de masa de 10-13 a 10-6 gramos [4, 5, 6, 7]. Los flujos en los rangos de masa menores de 10-7 gramos se detectaron por sensores de impactos acústicos mientras que los flujos en el rango de masas de 10-9 a 10-6 gramos se determinaron por la detección de penetraciones completas de los sensores de láminas metálicas. Las mediciones por impacto acústico indican un flujo mucho mayor de partículas con masas menores que 10-7 gramos, que los de detectores de penetración [4, 5, 6, 7]. A pesar de que ni unos ni otros de los detectores acústicos ni los de penetración miden directamente la masa y velocidad del meteorito, los datos de penetración son más significativos desde el punto de vista del diseño debido a que proveen más información de daño físico por meteoritos. Más aun, los datos de penetración a pesar de que están sujetos a error en la conversión del espesor del detector en la masa del meteorito se consideran más confiables que los datos basados en radar y fotografía. 4.2. Velocidad del Meteorito La velocidad geocéntrica de los meteoritos se espera entre un rango de 11 a 72 km/s con base en la mecánica celeste. Los análisis de observaciones fotográficas y de radar de meteoros entrando a la atmósfera terrestre han confirmado este rango de velocidad. Las distribuciones típicas de las velocidades de los meteoros de las medidas fotográficas muestran dos velocidades pico [2, 14 15]. El segundo pico cercano a los 60 km/s en la distribución es atribuido a los meteoritos en orbitas retrogradas, debido a que entran a altas velocidades son mas fácilmente detectables que los otros que van más despacio en orbitas directas. Este efecto tiende a dar una imagen distorsionada del número proporcional de meteoros en órbitas directas y retrogradas [16]. La velocidad promedio que se determina de las mediciones fotográficas son:

• 20 km/s por Dohnayi [16]. • 19 km/s por Dalton [17]. • 22 km/s por Whipple [18]. • 30 km/s por Burbano et al [19].




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Fig. 4-1. Comparación de Datos de Flujo-Masa de Meteoritos Esporádicos Acumulativos y el Modelo Esporádico Adoptivo.

4.3. Densidad del Meteorito La densidad de los meteoritos esta abierta a una serie de incertidumbres. Como en el caso de la masa del meteorito, no es medida en cantidad. A pesar de que se han examinado los meteoritos – el 90% de ellos son generalmente piedras con carácter con una densidad promedio de 3.5 gms/cm3 y el 10% restante de hierro-níquel con una densidad promedio de 7.8 gms/cm3 – son generalmente considerados por tener orígenes en asteroides. La densidad del meteorito de interes en esta capítulo es que las partículas las cuales resultan del rompimiento de un núcleo cometario. Los meteoritos cometarios son descritos por Whipple como un conglomerado de partículas de polvo limitadas y unidas por gases congelados o “hielos”, mientras que Opio postula una bola de polvo [20]. La relación de flujo masico desarrollado por cada uno, asume que la densidad es menor de 1 gm/cm3. Los valores de la densidad calculados de las observaciones fotográficas y de radar tiene un rango de 0.16 gm/cm3 a 4 gm/cm3 [18, 21, 22, 23]. Para asimilar los datos de densidades disponibles, las suposiciones relacionadas y procedimientos de cálculo, se consideró la opinión de Whipple - que las densidades más bajas obtenidas de observaciones de radar no eran confiables y las densidades mayores no eran típicas de los escombros de cometas - . De esta imposición se escogió el valor de 0.5 gms/cm3 para la densidad de los meteoritos de origen cometario.




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4.3.1. Datos de Observación Con las debidas consideraciones de los datos básicos fotográficos, un flujo de 3.89 x 10-15 partículas por metro cuadrado de un meteorito de 1 gramo de masa o mayor se escogió como un punto para el modelo y se muestra en la Figura 4-2 como el punto A [10].

Fig. 4-2. Factor de Relación de Actividad contra el Periodo de Actividad para Corrientes Mayores basados en Meteoros Fotográficos con Masa de m ≥ 10-1 gramos. La incertidumbre en la masa del meteorito para el flujo es sujeto de variadas opiniones y rangos de un factor de al menos de 2 o mas en el orden de magnitud. Hasta que finalice la evidencia adicional, la incertidumbre se estima como de 1/5 a 5 veces la masa elegida.




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4.3.2. Medidas de Datos Directas En este capitulo, una ecuación empírica no publicada basada en los estudios de los impactos a hipervelocidad de R. H. Fish y J. L. Summers del Centro de Investigación de la NASA Ames ha sido usadas para establecer la masa característica del meteorito por el umbral de penetración de los sensores empleados en el Pegasus y el Explorer (satélites de detección de meteoritos). La ecuación la cual es aplicable para el umbral de penetración de una lámina sencilla delgada y dúctil de metal como se indica a continuación:

875.0352.061

1 VmKt ρ= Donde:

• t es el espesor de la lamina penetrada (cm). • K1 es una constante. • ρ es la densidad del meteorito (gm/cm3). • m es la masa del meteorito (gm). • V es el impacto de velocidad normal del meteorito (km/s).

La constante K1 es una característica del material de la lámina. Muestra los efectos

combinados de la resistencia, densidad, ductibilidad y temperatura del material en el umbral de penetración como se determino en las pruebas de impacto realizadas a hipervelocidad. En la aplicación de la ecuación, ρ se tomo 0.5 gm/cm3 (la densidad promedio elegida de los meteoritos) y K1 se establece de las pruebas de impactos de hipervelocidad en el material. La Tabla 4-1 presenta las masas características calculadas para los sensores determinados para cada sistema de detectores.

Tabla 4-1. Datos de Medidas de Penetración de Flujo-Masa Esporádicos.

A continuación se muestra una comparativa acerca de los resultados presentados en la Tabla 4-1 con un rango de velocidades desde 0.5 hasta 60 km/s, una masa promedio de 10-6 gramos para todos los tamaños de meteoritos, con valores de K1 para Aluminio 2024-T3 de 0.52, para Acero 302 de 0.32 y para Berilio-Cobre de 0.3, las densidades de los meteoritos empleadas fueron de 7.8 gm/cm3 para los de




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Hierro-Níquel, 3.5 gm/cm3 para los de Aluminio y de 0.5 g,/cm3 para el valor promedio, los resultados de los espesores se muestran en las siguientes tablas.

Velocidad (km/s)

Velocidad (Mach)

t Aluminio 2024-

T3 (cm) t Acero 302

(cm) t Berilio-Cobre

(cm) 0.5 1.4706 0.0032 0.0019 0.0018 1.0 2.9412 0.0059 0.0035 0.0033 1.5 4.4118 0.0084 0.0050 0.0047 2.0 5.8824 0.0108 0.0064 0.0060 2.5 7.3529 0.0131 0.0078 0.0073 3.0 8.8235 0.0154 0.0091 0.0085 3.5 10.2941 0.0176 0.0104 0.0098 4.0 11.7647 0.0198 0.0117 0.0110 4.5 13.2353 0.0219 0.0130 0.0122 5.0 14.7059 0.0240 0.0142 0.0133 6.0 17.6471 0.0282 0.0167 0.0157 7.0 20.5882 0.0323 0.0191 0.0179 8.0 23.5294 0.0362 0.0215 0.0201 9.0 26.4706 0.0402 0.0238 0.0223

10.0 29.4118 0.0441 0.0261 0.0245 15.0 44.1176 0.0628 0.0372 0.0349 20.0 58.8235 0.0808 0.0479 0.0449 25.0 73.5294 0.0982 0.0582 0.0546 30.0 88.2353 0.1152 0.0683 0.0640 35.0 102.9412 0.1319 0.0781 0.0733 40.0 117.6471 0.1482 0.0878 0.0823 45.0 132.3529 0.1643 0.0974 0.0913 50.0 147.0588 0.1802 0.1068 0.1001 55.0 161.7647 0.1958 0.1161 0.1088 60.0 176.4706 0.2113 0.1252 0.1174

Tabla 4-2. Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito de Hierro-Níquel.

Velocidad

(km/s) Velocidad

(Mach) t Aluminio 2024-

T3 (cm) t Acero 302


(cm) 0.5 1.4706 0.0028 0.0017 0.0016 1.0 2.9412 0.0051 0.0030 0.0029 1.5 4.4118 0.0073 0.0043 0.0041 2.0 5.8824 0.0094 0.0056 0.0052 2.5 7.3529 0.0115 0.0068 0.0064 3.0 8.8235 0.0134 0.0080 0.0075 3.5 10.2941 0.0154 0.0091 0.0085 4.0 11.7647 0.0173 0.0102 0.0096 4.5 13.2353 0.0192 0.0114 0.0107 5.0 14.7059 0.0210 0.0125 0.0117 6.0 17.6471 0.0247 0.0146 0.0137 7.0 20.5882 0.0282 0.0167 0.0157 8.0 23.5294 0.0317 0.0188 0.0176 9.0 26.4706 0.0352 0.0208 0.0195

10.0 29.4118 0.0386 0.0228 0.0214




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15.0 44.1176 0.0550 0.0326 0.0305 20.0 58.8235 0.0707 0.0419 0.0393 25.0 73.5294 0.0860 0.0509 0.0478 30.0 88.2353 0.1008 0.0597 0.0560 35.0 102.9412 0.1154 0.0684 0.0641 40.0 117.6471 0.1297 0.0768 0.0720 45.0 132.3529 0.1438 0.0852 0.0799 50.0 147.0588 0.1576 0.0934 0.0876 55.0 161.7647 0.1714 0.1015 0.0952 60.0 176.4706 0.1849 0.1096 0.1027

Tabla 4-3. Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito de Aluminio.

Velocidad

(km/s) Velocidad

(Mach) t Aluminio 2024-

T3 (cm) t Acero 302


(cm) 0.5 1.4706 0.0028 0.0017 0.0016 1.0 2.9412 0.0051 0.0030 0.0029 1.5 4.4118 0.0073 0.0043 0.0041 2.0 5.8824 0.0094 0.0056 0.0052 2.5 7.3529 0.0115 0.0068 0.0064 3.0 8.8235 0.0134 0.0080 0.0075 3.5 10.2941 0.0154 0.0091 0.0085 4.0 11.7647 0.0173 0.0102 0.0096 4.5 13.2353 0.0192 0.0114 0.0107 5.0 14.7059 0.0210 0.0125 0.0117 6.0 17.6471 0.0247 0.0146 0.0137 7.0 20.5882 0.0282 0.0167 0.0157 8.0 23.5294 0.0317 0.0188 0.0176 9.0 26.4706 0.0352 0.0208 0.0195

10.0 29.4118 0.0386 0.0228 0.0214 15.0 44.1176 0.0550 0.0326 0.0305 20.0 58.8235 0.0707 0.0419 0.0393 25.0 73.5294 0.0860 0.0509 0.0478 30.0 88.2353 0.1008 0.0597 0.0560 35.0 102.9412 0.1154 0.0684 0.0641 40.0 117.6471 0.1297 0.0768 0.0720 45.0 132.3529 0.1438 0.0852 0.0799 50.0 147.0588 0.1576 0.0934 0.0876 55.0 161.7647 0.1714 0.1015 0.0952 60.0 176.4706 0.1849 0.1096 0.1027

Tabla 4-4. Espesores del Umbral de Penetración para un Meteorito Promedio.

En las Figuras 4-3, 4-4 y 4-5, se observa la tendencia del umbral de penetración conforme aumenta la velocidad, esto significa que a una velocidad mayor de impacto, mayor será el cráter que este dejara en la lámina, también teniendo en consideración que depende de las propiedades del meteorito así como de los materiales de las láminas y la velocidad para que se defina la dimensión del cráter, siendo así como el umbral de penetración queda establecido para los materiales y los meteoritos mencionados.




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Meteorito de Hierro-Níquel

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0 10 20 30 40 50 60

Velocidad (km/s)

Esp

esor

(cm

)

Aluminio 2024-T3Acero 302Berilio-Cobre

Fig. 4-3. Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito de Hierro-Níquel.

Meteorito de Aluminio

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0 10 20 30 40 50 60Velocidad (km/s)

Esp

esor

(cm

)


Fig. 4-4. Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito de Aluminio.




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Meteorito Promedio

0

0.05

0.1

0.15

0 10 20 30 40 50 60

Velocidad (km/s)

Esp

esor

(cm

)


Fig. 4-5. Tendencia del Umbral de Penetración para un Meteorito Promedio. 4.4. Desarrollo del Modelo del Flujo Masico Total del Meteorito Para uso en un diseño preliminar y donde la fecha de lanzamiento y la duración de la misión no se especifican, un promedio total acumulativo del modelo de flujo masico se necesita para considerar la contaminación del meteorito. Como el modelo ha sido desarrollado por la modificación del modelo esporádico para contar la cantidad de la actividad de corriente mostrada en la Figura 4-2 y la disminución de la actividad de corriente con la disminución de masa notada en el radar. Para contar el promedio de la actividad de corriente, se emplea el valor promedio anual para la relación de actividad, F, igual a 1, basado en una aproximación de masa constante. El valor calculado de las relaciones de las corrientes en el calendario es ligeramente menor que el valor empleado. Como en el caso de corrientes especificas, el 10% incrementa el flujo promedio debido a las corrientes que se asumen para ser aplicables a una masa de partícula de meteorito de 1 gramo con una velocidad de 20 km/s. Recordando que, la derivada comienza con un flujo total acumulativo para meteoritos de 1.1 veces el esporádico a m = 1 gm y permite la componente de la corriente para “desvanecerse” en el esporádico a aproximadamente m = 10-6 gm. El modelo del flujo-masa total del meteorito se muestra en la Figura 4-6.




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Fig. 4-6. Promedio Total Acumulativo de Meteoritos para el Modelo Flujo-Masa para 1 AU.

4.5. Factores Gravitacionales y Protección de Cuerpos Hay dos fenómenos en el cual influye el flujo actual encontrado por vehículos espaciales en misiones cercanos a la Tierra, cislunares y lunares. Estos fenómenos son los efectos gravitacionales y de protección de la Tierra y de la Luna. Whipple ha calculado las diferencias entre el ambiente del meteorito cometario cercano a la Tierra y a la Luna [9]. Dohnanyi, Hale y Wright también calcularon la disminución en el flujo con la distancia desde la Tierra [16, 24]. Por tanto, este flujo, particularmente de los movimientos más lentos de los meteoritos, se obtuvo por las técnicas de observación basadas en la Tierra y medidas orbitales directas; y se asume que han sido incrementadas por la gravedad terrestre. El número de los impactos de meteoritos encontrados por un vehículo espacial esta también influenciado por su altitud orbital y la protección del cuerpo. La Tierra y la Luna actúan como un escudo para reducir los impactos de meteoritos esporádicos y para bloquear los impactos de corrientes de meteoritos cuando las trayectorias orbitales del vehículo espacial, la Tierra y la Luna y la corriente están alineadas.




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En la Figura 4-7 se muestra la grafica para corregir el aumento gravitacional terrestre a una distancia dada sobre la Tierra, el promedio esporádico o el flujo total de meteoritos debe ser multiplicado por el factor Ge, como una función de distancia sobre el centro de la Tierra en el radio terrestre.

Fig. 4-7. Promedio Total Acumulativo del Flujo-Masa de Meteoritos Modelo para 1 AU. 4.6. Materiales Expedidos en la Superficie Lunar Se ha propuesto que los impactos de los meteoritos en la superficie lunar expedirán material que creara una contaminación adicional en la atmósfera lunar enrarecida a una altitud de 30 km. Dicho material expedido debido a su baja velocidad relativa comparada con los meteoritos, son predominantemente contaminantes en actividades extra vehiculares y otras operaciones en o cerca de la superficie lunar. Los experimentos de laboratorio que incluyeron impactos de hipervelocidad en basalto y en arena débilmente depositada indicaron que el flujo es aproximadamente 104 veces más grande que la del flujo del meteorito [25]. En experimentos adicionales en los cuales estructuras dendríticas de arena depositada y piedra pómez demostraron que dichos materiales existen en esas estructuras y materiales. El flujo del material expedido fue 103 veces el flujo de impacto para arena con el 70% de porosidad y se redujo significativamente solo cuando el material impactado era piedra pómez (40 veces el primario). Zook derivó una expresión para determinar el flujo-masa del material expedido en relación a los intervalos de velocidad de las partículas expulsadas [26]. Esta forma particular para la distribución de masa y la velocidad del material lunar expedido se ha adoptado, y se determinó un modelo acumulativo del flujo masico del material lunar expedido para velocidades de expulsión de 0-0.1, 0.1-0.25 y 0.25-1.0 km/s utilizando el modelo flujo masico esporádico. Esta relación del flujo-masa expedido se muestra en la Figura 4-8 y a pesar de que no se basa en el modelo del flujo masico total del meteorito es adecuado para consideraciones en postulaciones de partículas expedidas.




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Fig. 4-8. Distribución Promedio Acumulativo de Flujo-Masa de Material Lunar Expedido

para cada Tres Intervalos de Velocidad. Similarmente, se determinó un promedio acumulativo de la distribución de flujo-masa. Esta distribución promedio a lo largo de una velocidad promedio de material lunar expedido a 0.1 km/s tiene una aplicación primaria en el diseño preliminar. 4.7. Criterio y Pruebas Los modelos de flujo masico del meteorito y del material y la densidad de las partículas asociadas y los valores presentados en las secciones siguientes deberían usarse para emplear los ambientes de meteoritos para aplicaciones de ingeniería a misiones espaciales en la LEO, cislunares y lunares y en la superficie terrestre. 4.8. Ambiente de Meteoritos El modelo del ambiente de meteoritos abarca solo partículas de origen cometario y esta compuesto de meteoritos esporádicos en el rango de masas entre 10-

12 y 1 gramo de corrientes de meteoritos en el rango de masa de 10-6 a 1 gramo.




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4.8.1. Promedio Total del Ambiente de Meteoritos El promedio total del ambiente de meteorito (promedio esporádico mas un promedio derivado de la corriente) se usa para diseños preliminares y para periodos de misiones que no pueden ser especificadas. Cuando la fecha de lanzamiento de la misión y duración se especifica después en el diseño, la probabilidad del daño por corriente será evaluado. Densidad de Partícula: La densidad es 0.5 gm/cm3 para todos los tamaños de meteoritos. Velocidad de Partícula: El promedio de la velocidad es 20 km/s con una distribución de velocidad probable se da en la Figura 4-1. 4.8.2. Meteoritos Esporádicos El promedio ambiental del meteorito esporádico se usa en conjunto con el ambiente de corriente de meteoritos en el diseño de un vehículo con una misión especifica. Densidad de Partícula: La densidad es 0.5 gm/cm3 para todos los tamaños de partículas esporádicas. Velocidad de Partícula: El promedio de la velocidad de las partículas esporádicas es 20 km/s con una distribución como se da en la Figura 4-1. 4.8.3. Corriente de Meteoritos El ambiente de corriente de meteoritos se usa en el diseño de un vehículo con una misión específica y eso significa la determinación de un daño por corriente en el vehículo espacial que se ha diseñado para un promedio anual del ambiente de meteoritos. Densidad de Partícula: La densidad es 0.5 gm/cm3 para todos los tamaños. Velocidad de la Partícula: La velocidad de la partícula de cada corriente esta dada en la Tabla 4-5.




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Tabla 4-5. Corrientes Mayores de Meteoritos. 4.8.4. Ambiente de Materiales Lunares Expedidos El ambiente de materiales lunares expedidos abarca las partículas lunares expulsadas de los impactos de meteoritos en la superficie lunar. En suma a la contaminación de los meteoritos en las actividades extravehiculares y otras operaciones en las cercanías o en la superficie lunar, los materiales expedidos deben ser consideraros. El ambiente de materiales lunares expedidos adjuntos se debe usar en la superficie lunar hasta una altitud de 30 km. Los efectos del ambiente de materiales expedidos se deben considerar separadamente de los meteoritos debido a sus diferentes regimenes de velocidad. Densidad de Partícula: La densidad es de 0.5 gm/cm3 para todos los tamaños. Velocidad de Partícula: La velocidad promedio es de 0.1 km/s para todos los tamaños de partículas.




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Referencias 1. Lovell A. C., “Meteor Astronomy”, Oxford University Press, 1954. 2. McKinley D. W., “Meteor Science and Engineering”, McGraw-Hill Book Company

Inc., 1961. 3. Watson F. G., “Between the Planets”, Harvard University Press, 1956. 4. Alexander W. M., McCracken C. W., Secretan L. y Berg O., “Review of Direct

Measurements of Interplanetary Dust from Satellites and Probes”, Space Research III, Proceedings of the Third International Space Science Symposium, Woflgang Priester, ed., John Wiley and Sons Inc., 1963, pp. 891-917.

5. Hastings E. C., “The Explorer XVI Micrometeoroid Satellite Supplement III, Preliminary Results for Period May 27 through July 22, 1963”, NASA TMX-949, Marzo 1964.

6. O’Neal R. L., “The Explorer XXIII Micrometeoroid Satellite”, NASA TN D-4284, Junio 1968.

7. Clifton S. y Nauman R., “Pegasus Satellite Measurements of Meteoroid Penetration”, NASA TMX 1316, Diciembre 1966.

8. Hawkins G. S. y Upton E. K. , “The influx Rateo f Meteors in the Earth’s Atmosphere”, Astrophysical Journal, Vol. 128, Feb. 7, 1958, pp. 727-735.

9. Whipple F. L., “The Meteoritic Enviroment of the Moon”, Royal Society, Proceedings Series A, Vol. 296, Feb. 7, 1967, pp. 304-315.

10. Lindblad B. A., “The Luminosity Function of Sporadic Meteors and the Extrapolation of the Meteor Influx Rate to the Micrometeorite Region”, The Proceedings of a Symposium on Meteor Orbits and Dust, NASA SP-135, 1967, pp. 171-180.

11. Elford W. G., “The incident of Meteors on the Earth Derived from Radio Observations “, The Proceedings of a Symposium on Meteor Orbits and Dust, NASA SP-135, 1967, pp. 121-132.

12. Nilsson C. S. y Southworth R. B., “The Flux of Meteors and Micrometeoroids in the Neighborhood of the Earth”, Smithsonian Astrophysical Observatory Special Report No. 263, Diciembre 1967.

13. Kashcheyev B. L. y Lebedinets V. N., “Radar Studies of Meteors”, The Proceedings of a Symposium on Meteor Orbits and Dust, NASA SP-135, 1967, pp. 183-199.

14. McCrosky R. E. y Posen A., “Orbital Elements of Photographic Meteors”, Smithsonian Contributions to Astrophysical 4, No. 2, 1961 pp. 15-84.

15. Hawklins G. S. y Southworth R. B., “The Statics of Meteors in the Earth’s Atmosphere”, Smithsonian Contributions to Astrophysics 2, 1958, pp. 349-364.

16. Dohnanyi J. S., “Model Distribution of Photographic Meteors”, Meteors Bellcomm Inc., Report TR-66-34-1, 1966.

17. Dalton C. C., “Statistical Analysis of Photographic Meteor Data, Part III: Verniani’s Luminous Efficiency and Supplemented Whipple Weighting”, NASA TMX-53360, Noviembre 1965.

18. Whipple F. L., “On Meteoroids and Penetration”, Journal of Geophysical Research, Vol. 68, No. 17, 1963, pp. 4929-4939.

19. Burbank P. B., Colour-Palais B. G. y McAllum W. E., “A Meteoroid Environment for Near-Earth”, Cislunar and Near-Lunar Operations, NASA TN D-2747, Abril 1965.

20. Whipple F. L., “The Meteoritic Risk to Space Vehicles”, Vistas in Astronautics, Pergammon Press, Los Angeles, 1958.

21. Verniani F., “On the Luminous Efficiency of Meteors”, Research in Space Sciences, Smithsonian Astrophysical Observatory Special Report No. 145, 1964.

22. Verniani F., “Il Nuovo Cimento, Vol. 33, No 4”, Agosto 1964, 4453-4464.




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23. Ceplecha Z., “Classification of Meteor Orbits”, The Proceedings of a Symposium on Meteor Orbits and Dust, NASA SP-135, 1967, pp. 35-60.

24. Hale D. P. y Wright J. J., “Meteoric Flux and Density Fields about a Finite Attractive Center Generated by a Stream Monoenergetic and Monodirectional at Infinity”, Journal of Geophysical Research, Vol. 69, No. 17, Septiembre 1964, pp. 3719-3726.

25. Gault D. E., Shoemaker E. M. y Moore H. J., “Spray Ejected from the Lunar Surface by Meteoroid Impact”, NASA TN D-1767, Abril 1963.

26. Zook H. A., “The Problem of Secondary Ejecta Near the Lunar Surface”, Transactions of 1967 National Symposium on Saturn V/Apollo and Beyond, Vol. I, American Astronautical Society, 1967. pp. EN-8.



Capitulo 5 Simulación de Impacto de Micrometeorito/Escombro Espacial

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Capítulo 5 Simulación de Impacto de Micrometeoritos/Escombro

Espacial 5.1. Introducción

En el presente capítulo se hará una simulación de un impacto ya sea de un micrometeorito o de un escombro espacial sobre la lámina del vehículo espacial y veremos también como parte de los resultados obtenidos los esfuerzos a los que esta sometido, como se mencionó a lo largo de esta tesis observamos como los micrometeoritos y/o escombros a los vehículos espaciales, así pues comprobaremos que los materiales mencionados anteriormente en el capítulo 2 sean adecuados para la selección.

Debido a la complejidad del problema, la simulación será resuelta de un modo estático, simulando la aproximación de una viga con sus extremos simplemente apoyados y una lámina de la misma manera para evitar el problema de no linealidad y una carga puntual instantánea concentrada como modelo del micrometeorito/escombro espacial, ya que al análisis dinámico por su complejidad no será considerado pues se requiere de herramientas matemáticas de nivel avanzado, la intención de esta tesis es ser una herramienta de apoyo para el diseño y de explicar como se comportan los materiales en el ambiente espacial, nos limitaremos únicamente en el análisis estático como se mencionó con anterioridad, buscando así como se comportaría el impacto que recibiría la lámina si fuera alcanzada por un micrometeorito/escombro espacial dentro de los limites elásticos de acuerdo con el modelo de lámina de titanio, ya que como se mencionó en los capítulos 1 y 2 de esta tesis este material (Ti) llega a alcanzar el rango plástico sin ser perforado además de que este trabajo es para ejemplificar una problemática más complicada, como sería el caso del trasbordador espacial, de esta manera de toda una sección del fuselaje del vehículo aeroespacial se tomará solo una sección que será analizada de la forma que ya se ha mencionado, con este análisis se pretende encontrar los desplazamientos , esfuerzos que se soportan y las reacciones en los puntos de apoyo. Lo cual se describe en la secuencia de simulación para efectos del desarrollo del problema.




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5.2. Modelo de la Simulación

En este modelo de simulación se recreará una idealización del impacto de un micrometeorito/escombro sobre una lámina de un vehículo aeroespacial y veremos el comportamiento del daño de manera estática.

Lámina

Micrometeorito Punto de Impacto

Velocidad de Impacto

Fig. 5-1. Diagrama Representativo de la Simulación de Impacto.

El diagrama que se presenta es la muestra característica de cómo se presenta el

impacto sobre la lámina, es este caso observamos tres partes principales, la velocidad de impacto que es a la que viaja el micrometeorito/escombro, el micrometeorito/escombro que es el que impacta a la lámina y esta última que será el objeto de análisis.




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5.3. Datos Empleados en la Simulación

Para efectos del desarrollo de modelo de simulación los datos a emplear son los siguientes:

• F = Fuerza (lbf). • t = Tiempo (s). • m = Masa del Micrometeorito/Escombro (gm).

• a = Aceleración que esta dada por t

vva if −= .

• v = Velocidad del Micrometeorito/Escombro (km/s). • e = Espesor o distancia recorrida por el Micrometeorito/Escombro a

través de la lámina (in).

De acuerdo con la segunda ley de Newton tenemos que:

maF = (5.1)

Y si sabemos que la aceleración es igual a:

tvv

a if −=

(5.2)

Donde vf es igual a cero debido a que el micrometeorito/escombro se detiene completamente al impactar contra la lámina por lo que:

tv

a

tvv

a

i

if

−=

−==

)0(

(5.2.1)

Entonces de los datos obtenidos de los experimentos y observaciones que se mencionaron en capítulos anteriores los valores de velocidad se encuentran en un rango de 5 a 20 km/s, del cual escogeremos el valor de 5 km/s que será nuestra velocidad inicial (vi).

Para conocer el tiempo en que se realiza el impacto de la siguiente ecuación

podremos encontrar que:

tdv =

(5.3)




- 100 -

Pero como la distancia es igual al espesor de la lámina vemos que:

tev

tdv

de

=

=

=

(5.3.1)

De la ecuación anterior conocemos los valores del espesor de la lámina de titanio que es en este caso de 1.5 mm o bien 0.06 in y el valor de la velocidad como se mencionó anteriormente es de 5 km/s o 5x106 mm/s, con lo cual obtenemos el tiempo en segundos.

Despejando el tiempo y sustituyendo los valores de la ecuación (5.3.1) tenemos

que:

sxsts

mmx

mmt

vet

7

6

1030000003.0

105

5.1

−==

=

=

(5.3.2)

Con el valor conocido del tiempo regresamos a la segunda ley de Newton y sustituyendo la aceleración con la ecuación (5.2.1) y el valor de la masa obtenemos el valor de la fuerza ejercida sobre la placa. Para este caso el valor de la masa es igual a 1x10-6 gm o lo que es igual a 1x10-9 kgm. Por lo tanto tenemos:

Ns

mkgF

sxsmx

kgxF

tv

mF

maF

m

m

i

6.166.16

103

105101

2

7

3

9

−=−=

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

−=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−=

=

−−

(5.1.1)




- 101 -

El valor obtenido de esta fuerza es de -16.6N, el signo negativo indica que la fuerza actúa sobre la lámina presionándola en sentido negativo al eje Y, su valor en kgf esta dado por:

fkgFN

kgNF

96.181.9

16.16

−=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−=

(5.1.2)

Asimismo, el valor en lbf esta dado por:

f

f

ff

lbF

kglb

kgF

32.4

454.01

96.1

−=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

(5.1.3)

Siendo el valor de la fuerza de -4.32 lbf para efectos de este problema.

Los datos a emplear para las dimensiones de la viga están dadas por:

• A = Área frontal de la viga (in2). • IZZ = Momento de Inercia de la sección frontal de la viga (in4). • e = Espesor o distancia recorrida por el Micrometeorito/Escombro a través de la

lámina que para la simulación del modelo se conoce también como altura (in).

Para conocer el área de la sección frontal empleamos la siguiente ecuación:

abA = (5.4)

Donde a es igual a 1 m ó 39.37 in y b es igual a 1.5 mm ó 0.06 in, sustituyendo

los valores el resultado es:

( )( )236.2

6.037.39inA

ininAabA =

=

=(5.4.1)

En el caso del momento de inercia empleamos la ecuación del rectángulo que es

la que sigue a continuación:

12

3abIZZ =

(5.5)




- 102 -

Los valores son los mismos para el área y el resultado es:

( )( )

44

4

3

3

10086.70007086.0

1206.037.39

12

inxIZZinIZZ

inIZZ

abIZZ

−=

=

=

=

(5.5.1)

Por lo que podemos resumir los valores a emplear en la simulación:

• F = -4.32 lbf. • t = 3x10-7 s. • m = 1x10-6 gm. • e = 0.06 in. • A = 2.36 in2. • IZZ = 7.086x10-4 in4.

Para el material de la lámina se emplean las siguientes propiedades obtenidas de manuales de mecánica de materiales. Material: Titanio (Ti).

Propiedades Cantidad Unidades Esfuerzo 15.5 x 106 ksi Relación de Poisson 0 adimensional

Tabla 5-1. Propiedades Mecánicas Empleadas para la Simulación de la Lámina. 5.4. Procedimiento de la Simulación

Para poder realizar la simulación utilizaremos el Ansys Professional 7.0 siguiendo una serie de pasos explicados en este proceso. Haremos dos procesos de simulación para la lámina, uno será en dos dimensiones (2D) y el otro en tres dimensiones (3D). 5.4.1. Definir Preferencias (2D)

Lo primero que hay que hacer es definir las preferencias para poder llenar las cantidades que permitan a este tipo de simulación.

1. Main Menu > Preferences 2. Revisar y seleccionar “Individual discipline(s) to show in the GUI” = Structural 3. Presionar [OK]




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Fig. 5-2. Ventana de Preferencias para el Inicio de la Simulación.

5.4.2. Definir el Tipo de Elemento (2D)

Para poder definir elementos en esta simulación utilizaremos el modelo físico para viga de la manera siguiente:

1. Main Menu > Preprocessor > Element Type > Add/Edit/Delete 2. Presionar [Add…] 3. Seleccionar en la columna izquierda “Beam” 4. Seleccionar en la columna derecha “2D elastic” 5. Presionar [OK] 6. Presionar [Close]

(a)




- 104 -

(b)

Fig. 5-3 (a) (b). Ventanas donde se Selecciona el Tipo de Elemento. 5.4.3. Definir las Constantes Reales (2D)

Lo siguiente es definir solo el espesor de la lámina con la constante real apropiada ya que la viga se encuentra definido en el tipo de elemento.

1. Main Menu > Preprocessor > Real Constants > Add/Edit/Delete 2. Presionar [Add] 3. Presionar [OK]




- 105 -

Fig. 5-4. Ventana de Elección del Tipo de Elemento.

4. En la Ventana Siguiente poner los valores de área, momento de inercia y la altura.

Área (AREA) = 2.36 in2

Momento de Inercia (IZZ) = 7.08e-4 in4

Altura (HEIGHT) = 0.06 in

Fig. 5-5. Ventana de Valores de Área, Momento de Inercia y Altura.




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5. Presionar [OK] 6. Presionar [Close]

5.4.4. Especificar los Modelos de Materiales (2D)

Para especificar las propiedades de los materiales seguimos la siguiente ruta con los parámetros que aparecen en las ventanas.

1. Main Menu > Preprocessor > Material Props > Materials Models

Fig. 5-6. Ventana de Selección del Modelo de Material para la Lámina.

2. Presionar dos veces “Structural”, después presionar sobre “Linear”, después sobre “Elastic” y finalmente sobre “Isotropic”.

3. Llenar el recuadro con lo siguiente.

Esfuerzo de trabajo “Ex” = 15.5e6 Relación de Poisson “PRXY” = 0




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Fig. 5-7. Ventana de las Propiedades Mecánicas de la Lámina.

4. Presionar [OK] 5. Material > Exit

Fig. 5-8. Ventada de Definición de Material.

5.4.5. Creación del Modelo (2D)

1. Main Menu > Modeling > Create > Keypoints > In Active CS




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2. Buscar “X Y Z Location in active CS” y llenar con las siguientes coordenadas de la siguiente manera.

Fig. 5-9. Ventana de “In Active CS” Keypoints X Y Z Presionar

1 0 0 0 [Apply] 2 19.685 0 0 [Apply] 3 39.37 0 0 [Ok]

3. Main Menu > Preprocessor > Modeling > Create > Lines > Lines > In Active

Coord 4. Seleccionar los puntos del 1 al 2 y del 2 al 3

Fig. 5-10. Líneas ya seleccionadas.




- 109 -

5.4.6. Generación del Mallado (2D) 5.4.6.1. Generación del Mallado para la Viga

Empleando la siguiente ruta y siguiendo el procedimiento.

1. Main Menu > Preprocessor > Meshing > Size Cntrls > ManualSize > Global > Size

2. Buscar “NDIV No. of elements divisions -” y poner 15.

Fig. 5-11. Selección de los Atributos del Elemento para el Mallado de la Viga.

3. Main Menu > Preprocessor > Meshing > Mesh > Lines 4. Seleccionar ambas líneas.

Fig. 5-12. Imagen de la Viga una vez Mallada.




- 110 -

5. Presionar [OK] 5.4.7. Aplicación de los Apoyos y la Carga Puntual Concentrada (2D)

Para efectos del análisis pondremos dos puntos simplemente apoyados y la carga de la siguiente manera.

1. Preprocessor > Loads > Analysis Type > New Analysis 2. Verificar que “Static” este seleccionado.

Fig. 5-13. Ventana del Análisis de Carga.

3. Presionar [Ok]. 4. Preprocessor > Loads > Define Loads > Apply > Structural > Displacement >

On Keypoints 5. Seleccionar el punto “1” y presionar [Apply]. 6. Seleccionar en “DOFs to be constrained” “Ux” y “Uy”. 7. Presionar [Ok]. 8. Preprocessor > Loads > Define Loads > Apply > Structural > Displacement >

On Keypoints 9. Seleccionar el punto “3” y presionar [Apply]. 10. Seleccionar en “DOFs to be constrained” “Ux” y “Uy”. 11. Presionar [Ok].




- 111 -

Fig. 5-14. Ventana de Selección de Desplazamientos.

Fig. 5-15. Viga con Apoyos.

12. Main Menu > Preprocessor > Define Loads > Apply > Structural > Force/Moment > On Keypoints.

13. Seleccionar el punto 2 y presionar [Ok]. 14. En “Direction o force/Mom” desplegar y seleccionar “Fy” 15. En “VALUE Force/Moment value” poner “-4.32” 16. Presionar [Ok].




- 112 -

Fig. 5-16. Ventana de Selección de Carga Puntual.

Fig. 5-17. Viga ya Cargada. 5.4.8. Obtener la Solución (2D)

Para obtener la solución empleamos la siguiente ruta.

1. Main Menu > Solution > Solve > Current LS 2. Presionar [Ok]. 3. File > Close

Fig. 5-18. Ventana de Solución.




- 113 -

4. Presionar [Close]

Fig. 5-19. Ventana de Solución Completada. 5.4.9. Ver los Resultados (2D)

A continuación para ver los resultados usaremos diferentes rutas, en este caso observaremos los desplazamientos, esfuerzos y reacciones. Primero veremos los desplazamientos.

1. Main Menu > General Postproc > Plot Results > Contour Plot > Nodal Solu 2. En “Item, Comp Item to be contoured” en la columna izquierda seleccionar

“DOF Solution” y en la columna derecha “USUM” 3. En “KUND Items to be plotted” seleccionar “Def + undeformed” 4. Presionar [Ok].




- 114 -

Fig. 5-20. Ventana de Resultados para Desplazamientos.

Fig. 5-21. Viga con los Desplazamientos.




- 115 -

Para ver los valores de los desplazamientos hacemos la siguiente secuencia:

1. Main Menu > General Postproc > List Results > Nodal Solution 2. En “Item, Comp Item to be listed” en la columna izquierda seleccionar “DOF

Solution” y en la derecha seleccionar “All DOFs DOF”.

Fig. 5-22. Ventana del Listado de Resultados (Desplazamientos).

3. Presionar [Ok].

Fig. 5-23. Lista de Desplazamientos.




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Como se puede observar el desplazamiento máximo es de 0.49720 in lo que quiere decir que la viga soporta casi media pulgada debido a la carga puntual que se esta aplicando.

Ahora los esfuerzos.


“Stress” y en la columna derecha “Von Misses” 3. En “KUND Items to be plotted” seleccionar “Def + undeformed” 4. Presionar [Ok].

Fig. 5-24. Ventana de Resultados para Esfuerzos.




- 117 -

Fig. 5-25. Viga con los Esfuerzos.


5. Main Menu > General Postproc > List Results > Nodal Solution 6. En “Item, Comp Item to be contoured” en la columna izquierda seleccionar

“Stress” y en la derecha seleccionar “Components SCOMP”.

Fig. 5-26. Ventana del Listado de Resultados (Esfuerzos).

7. Presionar [Ok].




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Fig. 5.27. Lista de Esfuerzos.

Para ver las reacciones.

1. Main Menu > General Postproc > List Results > Reaction Solu 2. Seleccionar “All items”. 3. Presionar [Ok].

Fig. 5-28. Ventana de Resultados de las Reacciones.




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Fig. 5-29. Resultados de las Reacciones.

Como se puede observar en la Fig. 5-29 el valor de las reacciones es de 0.186 x 10-5 lbf en los apoyos.

Para ver la animación de la simulación empleamos la siguiente ruta:

1. Utility Menu > PlotCtrls > Animate > Deformed Shape

Fig. 5-30. Secuencia de Animación de Resultados.




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2. Presionar [Ok].

Fig. 5-31. Ventana de Animación.

Fig. 5-32. Viga con Animación.




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5.4.10. Definir Preferencias (3D)

Ahora continuaremos con la simulación en tres dimensiones para ello empleamos la siguiente ruta.

1. Main Menu > Preferences 2. Revisar y seleccionar “Individual discipline(s) to show in the GUI” = Structural 3. Presionar [OK]

Fig. 5-33. Ventana de Preferencias para el Inicio de la Simulación. 5.4.11. Definir el Tipo de Elemento (3D)

En la simulación (3D) utilizaremos el modelo físico de una lámina (SHELL) para los cual empleamos la secuencia.

1. Main Menu > Preprocessor > Element Type > Add/Edit/Delete 2. Presionar [Add…] 3. Seleccionar en la columna izquierda “Shell” 4. Seleccionar en la columna derecha “Elastic 4node 63” 5. Presionar [OK] 6. Presionar [Close]




- 122 -

Fig. 5-34. Ventana para la Definición del Elemento. 5.4.12. Definir las Constantes Reales (3D)

Al igual que en la simulación anterior definiremos la constante real de la lámina que esta definida en el tipo de elemento.

1. Main Menu > Preprocessor > Real Constants > Add/Edit/Delete 2. Presionar [Add] 3. Presionar [Ok]

Fig. 5-35. Ventana para la Definición del Elemento.




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4. En la ventana que aparece poner en el recuadro que dice “Shell thickness at node I TK(I)” el valor del espesor de la lámina que es de 0.06 in.

Fig. 5-.36. Ventana de Constante Reales de la Lámina.

5. Presionar [OK] 6. Presionar [Close]

5.4.13. Especificar el Modelo de Material (3D)

El modelo del material para este caso funciona de la misma manera que en modelo anterior por lo que tenemos.

1. Main Menu > Preprocessor > Material Props > Material Models 2. Presionar dos veces “Structural”, después presionar sobre “Linear”, después

sobre “Elastic” y finalmente sobre “Isotropic”.




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Fig. 5-37. Ventana de Propiedades de Material de la Lámina.

3. Llenar el recuadro con lo siguiente.

Esfuerzo de trabajo “Ex” = 15.5e6 Relación de Poisson “PRXY” = 0

Fig. 5-38. Ventana de las Propiedades Mecánicas de la Lámina.

4. Presionar [OK] 5. Material > Exit




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Fig. 5-39. Ventada de Definición de Material. 5.4.14. Creación del Modelo (3D)

1. Main Menu > Modeling > Create > Keypoints > In Active CS 2. Buscar “X Y Z Location in active CS” y llenar con las siguientes coordenadas

de la siguiente manera.

Fig. 5-40. Ventana de “In Active CS” Keypoints X Y Z Presionar

1 0 0 0 [Apply] 2 0 0 39.37 [Apply] 3 39.37 0 39.37 [Apply] 4 39.37 0 0 [Ok]




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Fig. 5-.41. Puntos Creados.

3. Main Menu > Preprocessor > Modeling > Create > Lines > Lines > In Active Coord

Fig. 5.42. Ventana de Selección de Puntos.

4. Seleccionar los puntos del 1 al 2, del 2 al 3, del 3 al 4 y del 4 al 1




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Fig. 5-43. Líneas Creadas.

5. Presionar [Ok] 6. Main Menu > Preprocessor > Modeling > Create > Areas > Arbitrary > By

Lines

Fig. 5-44. Ventana de Creación de Áreas por medio de Líneas.

7. Seleccionar las 4 líneas ya creadas.




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Fig. 5-45. Líneas Seleccionadas.

8. Presionar [Ok]

Fig. 5-46. Área Creada. 5.4.15. Generación del Mallado para la Lámina.

Para el mallado de la lámina se procede del siguiente modo por lo tanto

1. Main Menu > Preprocessor > Meshing > Size Cntrls > ManualSize > Global > Size

2. Buscar “NDIV No. of elements divisions -” y poner 10.




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Fig. 5-47. Selección de los Atributos del Elemento para el Mallado de la Lámina.

3. Main Menu > Preprocessor > Meshing > Mesh > Areas > Free

Fig. 5-48. Área Seleccionada.

4. Seleccionar la lamina y presionar [Ok]




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Fig. 5-49. Lámina Mallada. 5.4.16. Aplicación de los Apoyos y la Carga Puntual Concentrada (3D)

En esta ocasión la lámina esta apoyada por sus 4 lados y con una carga puntual colocada en el centro de la misma.

1. Main Menu > Preprocessor > Loads > Analysis Type > New Analysis 2. Verificar que “Static” este seleccionado.

Fig. 5-50. Ventana del Análisis de Carga.

3. Presionar [Ok]. 4. Main Menu > Preprocessor > Loads > Define Loads > Apply > Structural >

Displacement > On Lines 5. Seleccionar los 4 lados de la lámina




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Fig. 5-51. Ventana para la Aplicación de los Apoyos.

6. Presionar [Apply] 7. En “DOFs to be constrained” Seleccionar “Ux” 8. Presionar [Apply] 9. De igual modo en “DOFs to be constrained” Seleccionar “Uy” 10. Presionar [Ok]

Fig. 5-52. Lámina con Apoyos.

A continuación enumeramos los nodos para efectos de poder situar la carga puntal en la parte central de la lámina a través de la siguiente manera.

1. Utility Menu > PlotCtrls > Numbering




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Fig. 5-53. Ruta para Enumerar los Nodos.

2. En el recuadro que aparece buscar la casilla “NODE” y seleccionarla y verificar que diga “On”

3. Los nodos tendrán que aparecer numerados

Para la aplicación de la carga puntual concentrada empleamos la siguiente ruta.

1. Main Menu > Preprocessor > Loads > Define Loads > Apply > Structural > Force/Moment > On Nodes

2. Seleccionar el nodo “81” situado en el centro de la lámina 3. Presionar [Ok]




- 133 -

Fig. 5-54. Ventana de Aplicación de la Carga.

4. En el recuadro en “Direction o force/Mom” desplegar y seleccionar “Fy” 5. En “VALUE Force/Moment value” poner “-4.32” 6. Presionar [Ok]

Fig. 5-55. Ventana de Asignación de Valor de la Carga.

7. Aparecera un recuadro donde Ansys indica una especificación de las cargas para solidos y elementos finitos, presionar [Ok]




- 134 -

Fig. 5-56. Indicación de Ansys. 5.4.17. Obtener la Solución (3D)

1. Main Menu > Solution > Solve > Current LS 2. En la ventana “/STATUS Command” emplear File > Exit 3. En el recuadro presionar “Ok”

Fig. 5-57. Ventana de Solución (1).

Fig. 5-58. Ventana de Solución (2).




- 135 -

4. Ahora la solución esta hecha 5. Presionar [Close]

Fig. 5-59. Ventana de Indicación de Solución.

Fig. 5-60. Lámina Resuelta. 5.4.18. Ver los Resultados (3D)

Como en la simulación anterior veremos los desplazamientos, esfuerzos y reacciones para este caso.


“DOF Solution” y en la columna derecha “USUM” 3. En “KUND Items to be plotted” seleccionar “Def + undeformed” 4. Presionar [Ok].




- 136 -

Fig. 5-61. Ventana de Resultados para Desplazamientos.

(a)




- 137 -

(b)

(c)

Fig.5-62 (a) (b) (c). Lámina Afectada por los Desplazamientos en Diferentes Vistas.




- 138 -


1. Main Menu > General Postproc > List Results > Nodal Solution 2. En “Item, Comp Item to be listed” en la columna izquierda seleccionar “DOF

Solution” y en la derecha seleccionar “All DOFs DOF”

Fig. 5-63. Ventana de Lista de Resultados para Desplazamientos.

3. Presionar [Ok] 4. La lista de resultados de los desplazamientos se encuentra en el Apéndice

En esta ocasión vemos que el desplazamiento máximo es de 0.28051 esto es

donde se ecuentra aplicada la carga.

Para los esfuerzos


“Stress” y en la columna derecha “Von Misses” 7. En “KUND Items to be plotted” seleccionar “Def + undeformed” 8. Presionar [Ok].




- 139 -

Fig. 5-64. Ventana de Resultados de Esfuerzos para la Lámina.

(a)




- 140 -

(b)

(c)

Fig. 5-65 (a) (b) (c). Lámina Afectada por los Esfuerzos en Diferentes Vistas.




- 141 -


1. Main Menu > General Postproc > List Results > Nodal Solution 2. En “Item, Comp Item to be contoured” en la columna izquierda seleccionar

“Stress” y en la derecha seleccionar “Components SCOMP”.

Fig. 5-66. Ventana del Listado de Resultados (Esfuerzos).

3. Presionar [Ok]. 4. Del mismo modo que los desplazamientos, la lista de los esfuerzos se

encuentran en el Apéndice.

Para las reacciones empleamos la siguiente ruta

1. Main Menu > General Postproc > List Results > Reaction Solu 2. Seleccionar “All items”. 3. Presionar [Ok]. 4. Los resultados de las reacciones se encuentran en el Apéndice.

Fig. 5-67. Ventana de Resultados de las Reacciones.




- 142 -

Como se puede observar el valor máximo de las reacciones de 0.32322 lbf en los

apoyos.

Para ver la animación de la simulación empleamos la siguiente ruta:

1. En este caso será para los desplazamientos 2. Utility Menu > PlotCtrls > Animate > Deformed Results


3. En la venta que aparece en “Item, Compp Item to be Contoured” en la columna izquierda seleccionar “DOF Solution” y en la derecha seleccionar “USUM”

4. Presionar [Ok].




- 143 -

Fig. 5-69. Ventana de Animación.

5. En este caso será para los desplazamientos 6. Utility Menu > PlotCtrls > Animate > Deformed Results





- 144 -

7. En la venta que aparece en “Item, Comp Item to be Contoured” en la columna

izquierda seleccionar “Stress” y en la derecha seleccionar “Von Mises SEQV”

8. Presionar [Ok].

Fig. 5-71. Ventana de Animación. Finalmente para guardar el trabajo se emplea la siguiente ruta:

1. Utility Menu > Save as … 2. Elija el directorio y nombre de archivo que guste y presione [Ok]. 3. Para salir de Ansys 7.0 utilice Utility Menu > Exit … 4. Elija la opción que desee y presione [OK].

Referencias

1. Ansys Tutorials. 2. www.google.com 3. www.swri.org 4. www.smad.com 5. http://ntrs.nasa.gov 6. http://hitf.jsc.nasa.gov

http://www.google.com/

http://www.swri.org/

http://www.smad.com/

http://hitf.jsc.nasa.gov/



Apéndice - 145 -

Apéndice

A.1. Desplazamientos Obtenidos de la Lámina PRINT DOF NODAL SOLUTION PER NODE ***** POST1 NODAL DEGREE OF FREEDOM LISTING ***** LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING DEGREE OF FREEDOM RESULTS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE UX UY UZ ROTX ROTY ROTZ 1 0.0000 0.0000 0.0000 -0.12492E-04 0.0000 0.12492E-04 2 0.0000 0.0000 0.0000 -0.12492E-04 0.0000 -0.12492E-04 3 0.0000 0.0000 0.0000 -0.52714E-02 0.0000 0.13403E-04 4 0.0000 0.0000 0.0000 -0.10183E-01 0.0000 0.20996E-04 5 0.0000 0.0000 0.0000 -0.14290E-01 0.0000 0.25671E-04 6 0.0000 0.0000 0.0000 -0.17070E-01 0.0000 0.18786E-04 7 0.0000 0.0000 0.0000 -0.18059E-01 0.0000 -0.35562E-16 8 0.0000 0.0000 0.0000 -0.17070E-01 0.0000 -0.18786E-04 9 0.0000 0.0000 0.0000 -0.14290E-01 0.0000 -0.25671E-04 10 0.0000 0.0000 0.0000 -0.10183E-01 0.0000 -0.20996E-04 11 0.0000 0.0000 0.0000 -0.52714E-02 0.0000 -0.13403E-04 12 0.0000 0.0000 0.0000 0.12492E-04 0.0000 -0.12492E-04 13 0.0000 0.0000 0.0000 -0.13403E-04 0.0000 -0.52714E-02 14 0.0000 0.0000 0.0000 -0.20996E-04 0.0000 -0.10183E-01 15 0.0000 0.0000 0.0000 -0.25671E-04 0.0000 -0.14290E-01 16 0.0000 0.0000 0.0000 -0.18786E-04 0.0000 -0.17070E-01 17 0.0000 0.0000 0.0000 0.22985E-16 0.0000 -0.18059E-01 18 0.0000 0.0000 0.0000 0.18786E-04 0.0000 -0.17070E-01 19 0.0000 0.0000 0.0000 0.25671E-04 0.0000 -0.14290E-01 20 0.0000 0.0000 0.0000 0.20996E-04 0.0000 -0.10183E-01 21 0.0000 0.0000 0.0000 0.13403E-04 0.0000 -0.52714E-02 22 0.0000 0.0000 0.0000 0.12492E-04 0.0000 0.12492E-04 23 0.0000 0.0000 0.0000 0.52714E-02 0.0000 -0.13403E-04 24 0.0000 0.0000 0.0000 0.10183E-01 0.0000 -0.20996E-04 25 0.0000 0.0000 0.0000 0.14290E-01 0.0000 -0.25671E-04 26 0.0000 0.0000 0.0000 0.17070E-01 0.0000 -0.18786E-04 27 0.0000 0.0000 0.0000 0.18059E-01 0.0000 -0.27322E-16 28 0.0000 0.0000 0.0000 0.17070E-01 0.0000 0.18786E-04 29 0.0000 0.0000 0.0000 0.14290E-01 0.0000 0.25671E-04 30 0.0000 0.0000 0.0000 0.10183E-01 0.0000 0.20996E-04 31 0.0000 0.0000 0.0000 0.52714E-02 0.0000 0.13403E-04 32 0.0000 0.0000 0.0000 0.13403E-04 0.0000 0.52714E-02 33 0.0000 0.0000 0.0000 0.20996E-04 0.0000 0.10183E-01 34 0.0000 0.0000 0.0000 0.25671E-04 0.0000 0.14290E-01 35 0.0000 0.0000 0.0000 0.18786E-04 0.0000 0.17070E-01 36 0.0000 0.0000 0.0000 0.25296E-16 0.0000 0.18059E-01 37 0.0000 0.0000 0.0000 -0.18786E-04 0.0000 0.17070E-01 ***** POST1 NODAL DEGREE OF FREEDOM LISTING ***** LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING DEGREE OF FREEDOM RESULTS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE UX UY UZ ROTX ROTY ROTZ 38 0.0000 0.0000 0.0000 -0.25671E-04 0.0000 0.14290E-01 39 0.0000 0.0000 0.0000 -0.20996E-04 0.0000 0.10183E-01 40 0.0000 0.0000 0.0000 -0.13403E-04 0.0000 0.52714E-02 41 0.0000 -0.20589E-01 0.0000 -0.51070E-02 0.0000 0.51070E-02 42 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 -0.45669E-02 0.0000 0.99037E-02 43 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 -0.35387E-02 0.0000 0.13974E-01 44 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 -0.19627E-02 0.0000 0.16782E-01 45 0.0000 -0.70929E-01 0.0000 0.22768E-15 0.0000 0.17792E-01 46 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 0.19627E-02 0.0000 0.16782E-01 47 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 0.35387E-02 0.0000 0.13974E-01 48 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 0.45669E-02 0.0000 0.99037E-02



Apéndice - 146 -

49 0.0000 -0.20589E-01 0.0000 0.51070E-02 0.0000 0.51070E-02 50 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 -0.99037E-02 0.0000 0.45669E-02 51 0.0000 -0.77287E-01 0.0000 -0.89616E-02 0.0000 0.89616E-02 52 0.0000 -0.10929 0.0000 -0.70814E-02 0.0000 0.12878E-01 53 0.0000 -0.13153 0.0000 -0.40111E-02 0.0000 0.15770E-01 54 0.0000 -0.13959 0.0000 -0.58330E-16 0.0000 0.16861E-01 55 0.0000 -0.13153 0.0000 0.40111E-02 0.0000 0.15770E-01 56 0.0000 -0.10929 0.0000 0.70814E-02 0.0000 0.12878E-01 57 0.0000 -0.77287E-01 0.0000 0.89616E-02 0.0000 0.89616E-02 58 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 0.99037E-02 0.0000 0.45669E-02 59 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 -0.13974E-01 0.0000 0.35387E-02 60 0.0000 -0.10929 0.0000 -0.12878E-01 0.0000 0.70814E-02 61 0.0000 -0.15603 0.0000 -0.10540E-01 0.0000 0.10540E-01 62 0.0000 -0.18994 0.0000 -0.62721E-02 0.0000 0.13516E-01 63 0.0000 -0.20266 0.0000 0.28384E-15 0.0000 0.14869E-01 64 0.0000 -0.18994 0.0000 0.62721E-02 0.0000 0.13516E-01 65 0.0000 -0.15603 0.0000 0.10540E-01 0.0000 0.10540E-01 66 0.0000 -0.10929 0.0000 0.12878E-01 0.0000 0.70814E-02 67 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 0.13974E-01 0.0000 0.35387E-02 68 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 -0.16782E-01 0.0000 0.19627E-02 69 0.0000 -0.13153 0.0000 -0.15770E-01 0.0000 0.40111E-02 70 0.0000 -0.18994 0.0000 -0.13516E-01 0.0000 0.62721E-02 71 0.0000 -0.23534 0.0000 -0.88303E-02 0.0000 0.88303E-02 72 0.0000 -0.25429 0.0000 -0.24395E-15 0.0000 0.10816E-01 73 0.0000 -0.23534 0.0000 0.88303E-02 0.0000 0.88303E-02 74 0.0000 -0.18994 0.0000 0.13516E-01 0.0000 0.62721E-02 ***** POST1 NODAL DEGREE OF FREEDOM LISTING ***** LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING DEGREE OF FREEDOM RESULTS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE UX UY UZ ROTX ROTY ROTZ 75 0.0000 -0.13153 0.0000 0.15770E-01 0.0000 0.40111E-02 76 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 0.16782E-01 0.0000 0.19627E-02 77 0.0000 -0.70929E-01 0.0000 -0.17792E-01 0.0000 -0.27756E-16 78 0.0000 -0.13959 0.0000 -0.16861E-01 0.0000 -0.10755E-15 79 0.0000 -0.20266 0.0000 -0.14869E-01 0.0000 -0.13141E-15 80 0.0000 -0.25429 0.0000 -0.10816E-01 0.0000 0.29623E-15 81 0.0000 -0.28051 0.0000 -0.22844E-15 0.0000 0.96277E-15 82 0.0000 -0.25429 0.0000 0.10816E-01 0.0000 0.74550E-15 83 0.0000 -0.20266 0.0000 0.14869E-01 0.0000 -0.20036E-15 84 0.0000 -0.13959 0.0000 0.16861E-01 0.0000 -0.23245E-15 85 0.0000 -0.70929E-01 0.0000 0.17792E-01 0.0000 -0.71124E-16 86 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 -0.16782E-01 0.0000 -0.19627E-02 87 0.0000 -0.13153 0.0000 -0.15770E-01 0.0000 -0.40111E-02 88 0.0000 -0.18994 0.0000 -0.13516E-01 0.0000 -0.62721E-02 89 0.0000 -0.23534 0.0000 -0.88303E-02 0.0000 -0.88303E-02 90 0.0000 -0.25429 0.0000 -0.24895E-15 0.0000 -0.10816E-01 91 0.0000 -0.23534 0.0000 0.88303E-02 0.0000 -0.88303E-02 92 0.0000 -0.18994 0.0000 0.13516E-01 0.0000 -0.62721E-02 93 0.0000 -0.13153 0.0000 0.15770E-01 0.0000 -0.40111E-02 94 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 0.16782E-01 0.0000 -0.19627E-02 95 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 -0.13974E-01 0.0000 -0.35387E-02 96 0.0000 -0.10929 0.0000 -0.12878E-01 0.0000 -0.70814E-02 97 0.0000 -0.15603 0.0000 -0.10540E-01 0.0000 -0.10540E-01 98 0.0000 -0.18994 0.0000 -0.62721E-02 0.0000 -0.13516E-01 99 0.0000 -0.20266 0.0000 0.34039E-15 0.0000 -0.14869E-01 100 0.0000 -0.18994 0.0000 0.62721E-02 0.0000 -0.13516E-01 101 0.0000 -0.15603 0.0000 0.10540E-01 0.0000 -0.10540E-01 102 0.0000 -0.10929 0.0000 0.12878E-01 0.0000 -0.70814E-02 103 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 0.13974E-01 0.0000 -0.35387E-02 104 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 -0.99037E-02 0.0000 -0.45669E-02 105 0.0000 -0.77287E-01 0.0000 -0.89616E-02 0.0000 -0.89616E-02 106 0.0000 -0.10929 0.0000 -0.70814E-02 0.0000 -0.12878E-01 107 0.0000 -0.13153 0.0000 -0.40111E-02 0.0000 -0.15770E-01 108 0.0000 -0.13959 0.0000 0.28288E-15 0.0000 -0.16861E-01 109 0.0000 -0.13153 0.0000 0.40111E-02 0.0000 -0.15770E-01 110 0.0000 -0.10929 0.0000 0.70814E-02 0.0000 -0.12878E-01 111 0.0000 -0.77287E-01 0.0000 0.89616E-02 0.0000 -0.89616E-02 ***** POST1 NODAL DEGREE OF FREEDOM LISTING *****



Apéndice - 147 -

LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING DEGREE OF FREEDOM RESULTS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE UX UY UZ ROTX ROTY ROTZ 112 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 0.99037E-02 0.0000 -0.45669E-02 113 0.0000 -0.20589E-01 0.0000 -0.51070E-02 0.0000 -0.51070E-02 114 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 -0.45669E-02 0.0000 -0.99037E-02 115 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 -0.35387E-02 0.0000 -0.13974E-01 116 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 -0.19627E-02 0.0000 -0.16782E-01 117 0.0000 -0.70929E-01 0.0000 0.11276E-15 0.0000 -0.17792E-01 118 0.0000 -0.66993E-01 0.0000 0.19627E-02 0.0000 -0.16782E-01 119 0.0000 -0.55982E-01 0.0000 0.35387E-02 0.0000 -0.13974E-01 120 0.0000 -0.39816E-01 0.0000 0.45669E-02 0.0000 -0.99037E-02 121 0.0000 -0.20589E-01 0.0000 0.51070E-02 0.0000 -0.51070E-02 MAXIMUM ABSOLUTE VALUES NODE 0 81 0 7 0 36 VALUE 0.0000 -0.28051 0.0000 -0.18059E-01 0.0000 0.18059E-01

A.2. Esfuerzos Obtenidos de la Lámina PRINT S NODAL SOLUTION PER NODE ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 1 6.5260 0.96051E-29 6.5260 -0.39517E-13 0.77835E-13 -632.33 1 -6.5260 -0.96051E-29 -6.5260 0.39517E-13-0.77835E-13 632.33 2 6.5260 -0.93605E-29 6.5260 0.37919E-13-0.77036E-13 632.33 2 -6.5260 0.93605E-29 -6.5260 -0.37919E-13 0.77036E-13 -632.33 3 2.4584 0.91313E-29 -19.374 -0.37730E-13 0.73671E-13 -611.27 3 -2.4584 -0.91313E-29 19.374 0.37730E-13-0.73671E-13 611.27 4 3.5015 0.80758E-29 -39.845 -0.33797E-13 0.64297E-13 -544.97 4 -3.5015 -0.80758E-29 39.845 0.33797E-13-0.64297E-13 544.97 5 0.69491 0.60553E-29 -67.913 -0.25805E-13 0.47282E-13 -420.06 5 -0.69491 -0.60553E-29 67.913 0.25805E-13-0.47282E-13 420.06 6 -4.7661 0.30602E-29 -92.119 -0.13613E-13 0.22753E-13 -231.86 6 4.7661 -0.30602E-29 92.119 0.13613E-13-0.22753E-13 231.86 7 -7.3526 -0.49399E-30 -102.35 0.90041E-15-0.62669E-14 0.27552E-06 7 7.3526 0.49399E-30 102.35 -0.90041E-15 0.62669E-14-0.27552E-06 8 -4.7661 -0.38939E-29 -92.119 0.14780E-13-0.34034E-13 231.86 8 4.7661 0.38939E-29 92.119 -0.14780E-13 0.34034E-13 -231.86 9 0.69491 -0.65437E-29 -67.913 0.25635E-13-0.55599E-13 420.06 9 -0.69491 0.65437E-29 67.913 -0.25635E-13 0.55599E-13 -420.06 10 3.5015 -0.82695E-29 -39.845 0.32940E-13-0.69177E-13 544.97 10 -3.5015 0.82695E-29 39.845 -0.32940E-13 0.69177E-13 -544.97 11 2.4584 -0.92028E-29 -19.374 0.37127E-13-0.76043E-13 611.27 11 -2.4584 0.92028E-29 19.374 -0.37127E-13 0.76043E-13 -611.27 12 6.5260 0.96051E-29 6.5260 -0.39517E-13 0.77835E-13 -632.33 12 -6.5260 -0.96051E-29 -6.5260 0.39517E-13-0.77835E-13 632.33 13 -19.374 -0.94484E-29 2.4584 0.39801E-13-0.74706E-13 611.27 13 19.374 0.94484E-29 -2.4584 -0.39801E-13 0.74706E-13 -611.27 14 -39.845 -0.87570E-29 3.5015 0.38248E-13-0.66522E-13 544.97 14 39.845 0.87570E-29 -3.5015 -0.38248E-13 0.66522E-13 -544.97 15 -67.913 -0.73153E-29 0.69491 0.34037E-13-0.51398E-13 420.06 15 67.913 0.73153E-29-0.69491 -0.34037E-13 0.51398E-13 -420.06 16 -92.119 -0.48764E-29 -4.7661 0.25478E-13-0.28685E-13 231.86 16 92.119 0.48764E-29 4.7661 -0.25478E-13 0.28685E-13 -231.86 17 -102.35 -0.15625E-29 -7.3526 0.12534E-13-0.45020E-15-0.27553E-06 17 102.35 0.15625E-29 7.3526 -0.12534E-13 0.45020E-15 0.27553E-06 18 -92.119 0.20777E-29 -4.7661 -0.29158E-14 0.28102E-13 -231.86 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING *****



Apéndice - 148 -

PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 18 92.119 -0.20777E-29 4.7661 0.29158E-14-0.28102E-13 231.86 19 -67.913 0.52836E-29 0.69491 -0.17404E-13 0.51483E-13 -420.06 19 67.913 -0.52836E-29-0.69491 0.17404E-13-0.51483E-13 420.06 20 -39.845 0.75882E-29 3.5015 -0.28489E-13 0.66951E-13 -544.97 20 39.845 -0.75882E-29 -3.5015 0.28489E-13-0.66951E-13 544.97 21 -19.374 0.88857E-29 2.4584 -0.35056E-13 0.75007E-13 -611.27 21 19.374 -0.88857E-29 -2.4584 0.35056E-13-0.75007E-13 611.27 22 6.5260 -0.93605E-29 6.5260 0.37919E-13-0.77036E-13 632.33 22 -6.5260 0.93605E-29 -6.5260 -0.37919E-13 0.77036E-13 -632.33 23 2.4584 0.91313E-29 -19.374 -0.37730E-13 0.73671E-13 -611.27 23 -2.4584 -0.91313E-29 19.374 0.37730E-13-0.73671E-13 611.27 24 3.5015 0.80758E-29 -39.845 -0.33797E-13 0.64297E-13 -544.97 24 -3.5015 -0.80758E-29 39.845 0.33797E-13-0.64297E-13 544.97 25 0.69491 0.60553E-29 -67.913 -0.25805E-13 0.47282E-13 -420.06 25 -0.69491 -0.60553E-29 67.913 0.25805E-13-0.47282E-13 420.06 26 -4.7661 0.30602E-29 -92.119 -0.13613E-13 0.22753E-13 -231.86 26 4.7661 -0.30602E-29 92.119 0.13613E-13-0.22753E-13 231.86 27 -7.3526 -0.49399E-30 -102.35 0.90041E-15-0.62669E-14-0.27553E-06 27 7.3526 0.49399E-30 102.35 -0.90041E-15 0.62669E-14 0.27553E-06 28 -4.7661 -0.38939E-29 -92.119 0.14780E-13-0.34034E-13 231.86 28 4.7661 0.38939E-29 92.119 -0.14780E-13 0.34034E-13 -231.86 29 0.69491 -0.65437E-29 -67.913 0.25635E-13-0.55599E-13 420.06 29 -0.69491 0.65437E-29 67.913 -0.25635E-13 0.55599E-13 -420.06 30 3.5015 -0.82695E-29 -39.845 0.32940E-13-0.69177E-13 544.97 30 -3.5015 0.82695E-29 39.845 -0.32940E-13 0.69177E-13 -544.97 31 2.4584 -0.92028E-29 -19.374 0.37127E-13-0.76043E-13 611.27 31 -2.4584 0.92028E-29 19.374 -0.37127E-13 0.76043E-13 -611.27 32 -19.374 -0.94484E-29 2.4584 0.39801E-13-0.74706E-13 611.27 32 19.374 0.94484E-29 -2.4584 -0.39801E-13 0.74706E-13 -611.27 33 -39.845 -0.87570E-29 3.5015 0.38248E-13-0.66522E-13 544.97 33 39.845 0.87570E-29 -3.5015 -0.38248E-13 0.66522E-13 -544.97 34 -67.913 -0.73153E-29 0.69491 0.34037E-13-0.51398E-13 420.06 34 67.913 0.73153E-29-0.69491 -0.34037E-13 0.51398E-13 -420.06 35 -92.119 -0.48764E-29 -4.7661 0.25478E-13-0.28685E-13 231.86 35 92.119 0.48764E-29 4.7661 -0.25478E-13 0.28685E-13 -231.86 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 36 -102.35 -0.15625E-29 -7.3526 0.12534E-13-0.45020E-15 0.27553E-06 36 102.35 0.15625E-29 7.3526 -0.12534E-13 0.45020E-15-0.27553E-06 37 -92.119 0.20777E-29 -4.7661 -0.29158E-14 0.28102E-13 -231.86 37 92.119 -0.20777E-29 4.7661 0.29158E-14-0.28102E-13 231.86 38 -67.913 0.52836E-29 0.69491 -0.17404E-13 0.51483E-13 -420.06 38 67.913 -0.52836E-29-0.69491 0.17404E-13-0.51483E-13 420.06 39 -39.845 0.75882E-29 3.5015 -0.28489E-13 0.66951E-13 -544.97 39 39.845 -0.75882E-29 -3.5015 0.28489E-13-0.66951E-13 544.97 40 -19.374 0.88857E-29 2.4584 -0.35056E-13 0.75007E-13 -611.27 40 19.374 -0.88857E-29 -2.4584 0.35056E-13-0.75007E-13 611.27 41 41.964 0.96773E-29 41.964 -0.41439E-13 0.75170E-13 -592.85 41 -41.964 -0.96773E-29 -41.964 0.41439E-13-0.75170E-13 592.85 42 71.758 0.94467E-29 94.601 -0.41516E-13 0.71250E-13 -534.52 42 -71.758 -0.94467E-29 -94.601 0.41516E-13-0.71250E-13 534.52 43 79.039 0.80736E-29 159.49 -0.35362E-13 0.61131E-13 -419.45 43 -79.039 -0.80736E-29 -159.49 0.35362E-13-0.61131E-13 419.45 44 69.170 0.53846E-29 216.40 -0.22908E-13 0.42124E-13 -235.78 44 -69.170 -0.53846E-29 -216.40 0.22908E-13-0.42124E-13 235.78 45 62.765 0.18399E-29 239.68 -0.76863E-14 0.14676E-13-0.17451E-07



Apéndice - 149 -

45 -62.765 -0.18399E-29 -239.68 0.76863E-14-0.14676E-13 0.17451E-07 46 69.170 -0.16873E-29 216.40 0.59663E-14-0.15623E-13 235.78 46 -69.170 0.16873E-29 -216.40 -0.59663E-14 0.15623E-13 -235.78 47 79.039 -0.45070E-29 159.49 0.16004E-13-0.41600E-13 419.45 47 -79.039 0.45070E-29 -159.49 -0.16004E-13 0.41600E-13 -419.45 48 71.758 -0.65851E-29 94.601 0.23941E-13-0.59665E-13 534.52 48 -71.758 0.65851E-29 -94.601 -0.23941E-13 0.59665E-13 -534.52 49 41.964 -0.81040E-29 41.964 0.31161E-13-0.70031E-13 592.85 49 -41.964 0.81040E-29 -41.964 -0.31161E-13 0.70031E-13 -592.85 50 94.601 0.97036E-29 71.758 -0.44313E-13 0.69851E-13 -534.52 50 -94.601 -0.97036E-29 -71.758 0.44313E-13-0.69851E-13 534.52 51 168.63 0.10667E-28 168.63 -0.51295E-13 0.71614E-13 -500.47 51 -168.63 -0.10667E-28 -168.63 0.51295E-13-0.71614E-13 500.47 52 196.92 0.10365E-28 302.77 -0.49743E-13 0.69796E-13 -418.56 52 -196.92 -0.10365E-28 -302.77 0.49743E-13-0.69796E-13 418.56 53 172.24 0.80249E-29 436.98 -0.36622E-13 0.57816E-13 -253.63 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 53 -172.24 -0.80249E-29 -436.98 0.36622E-13-0.57816E-13 253.63 54 158.66 0.41980E-29 485.09 -0.19429E-13 0.29702E-13 0.77050E-07 54 -158.66 -0.41980E-29 -485.09 0.19429E-13-0.29702E-13-0.77050E-07 55 172.24 0.41765E-30 436.98 -0.55623E-14-0.43037E-14 253.63 55 -172.24 -0.41765E-30 -436.98 0.55623E-14 0.43037E-14 -253.63 56 196.92 -0.21888E-29 302.77 0.15140E-14-0.32718E-13 418.56 56 -196.92 0.21888E-29 -302.77 -0.15140E-14 0.32718E-13 -418.56 57 168.63 -0.43443E-29 168.63 0.99934E-14-0.50963E-13 500.47 57 -168.63 0.43443E-29 -168.63 -0.99934E-14 0.50963E-13 -500.47 58 94.601 -0.63282E-29 71.758 0.21144E-13-0.61063E-13 534.52 58 -94.601 0.63282E-29 -71.758 -0.21144E-13 0.61063E-13 -534.52 59 159.49 0.89784E-29 79.039 -0.45214E-13 0.56206E-13 -419.45 59 -159.49 -0.89784E-29 -79.039 0.45214E-13-0.56206E-13 419.45 60 302.77 0.11556E-28 196.92 -0.62706E-13 0.63314E-13 -418.56 60 -302.77 -0.11556E-28 -196.92 0.62706E-13-0.63314E-13 418.56 61 396.07 0.13367E-28 396.07 -0.72764E-13 0.72772E-13 -396.21 61 -396.07 -0.13367E-28 -396.07 0.72764E-13-0.72772E-13 396.21 62 364.86 0.12357E-28 672.12 -0.62504E-13 0.76800E-13 -291.08 62 -364.86 -0.12357E-28 -672.12 0.62504E-13-0.76800E-13 291.08 63 322.41 0.76660E-29 755.10 -0.39482E-13 0.46235E-13-0.93072E-07 63 -322.41 -0.76660E-29 -755.10 0.39482E-13-0.46235E-13 0.93072E-07 64 364.86 0.36264E-29 672.12 -0.26859E-13 0.55084E-14 291.08 64 -364.86 -0.36264E-29 -672.12 0.26859E-13-0.55084E-14 -291.08 65 396.07 0.14829E-29 396.07 -0.24243E-13-0.24268E-13 396.21 65 -396.07 -0.14829E-29 -396.07 0.24243E-13 0.24268E-13 -396.21 66 302.77 -0.99818E-30 196.92 -0.11449E-13-0.39200E-13 418.56 66 -302.77 0.99818E-30 -196.92 0.11449E-13 0.39200E-13 -418.56 67 159.49 -0.36022E-29 79.039 0.61521E-14-0.46526E-13 419.45 67 -159.49 0.36022E-29 -79.039 -0.61521E-14 0.46526E-13 -419.45 68 216.40 0.70406E-29 69.170 -0.40938E-13 0.33109E-13 -235.78 68 -216.40 -0.70406E-29 -69.170 0.40938E-13-0.33109E-13 235.78 69 436.98 0.11003E-28 172.24 -0.69042E-13 0.41606E-13 -253.63 69 -436.98 -0.11003E-28 -172.24 0.69042E-13-0.41606E-13 253.63 70 672.12 0.15813E-28 364.86 -0.10013E-12 0.57986E-13 -291.08 70 -672.12 -0.15813E-28 -364.86 0.10013E-12-0.57986E-13 291.08 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 71 831.30 0.20533E-28 831.30 -0.12201E-12 0.91317E-13 -330.03



Apéndice - 150 -

71 -831.30 -0.20533E-28 -831.30 0.12201E-12-0.91317E-13 330.03 72 568.77 0.13213E-28 1249.2 -0.69652E-13 0.76487E-13-0.10247E-05 72 -568.77 -0.13213E-28 -1249.2 0.69652E-13-0.76487E-13 0.10247E-05 73 831.30 0.10634E-28 831.30 -0.81594E-13 0.10485E-13 330.03 73 -831.30 -0.10634E-28 -831.30 0.81594E-13-0.10485E-13 -330.03 74 672.12 0.70822E-29 364.86 -0.64485E-13-0.13305E-13 291.08 74 -672.12 -0.70822E-29 -364.86 0.64485E-13 0.13305E-13 -291.08 75 436.98 0.33953E-29 172.24 -0.37983E-13-0.20514E-13 253.63 75 -436.98 -0.33953E-29 -172.24 0.37983E-13 0.20514E-13 -253.63 76 216.40 -0.31271E-31 69.170 -0.12064E-13-0.24639E-13 235.78 76 -216.40 0.31271E-31 -69.170 0.12064E-13 0.24639E-13 -235.78 77 239.68 0.38298E-29 62.765 -0.29352E-13 0.38431E-14-0.17439E-07 77 -239.68 -0.38298E-29 -62.765 0.29352E-13-0.38431E-14 0.17439E-07 78 485.09 0.78696E-29 158.66 -0.59405E-13 0.97146E-14 0.55387E-06 78 -485.09 -0.78696E-29 -158.66 0.59405E-13-0.97146E-14-0.55387E-06 79 755.10 0.12533E-28 322.41 -0.92470E-13 0.19741E-13 0.38378E-06 79 -755.10 -0.12533E-28 -322.41 0.92470E-13-0.19741E-13-0.38378E-06 80 1249.2 0.20866E-28 568.77 -0.15297E-12 0.34826E-13-0.10247E-05 80 -1249.2 -0.20866E-28 -568.77 0.15297E-12-0.34826E-13 0.10247E-05 81 2143.2 0.40175E-28 2143.2 -0.26245E-12 0.13123E-12 0.21280E-05 81 -2143.2 -0.40175E-28 -2143.2 0.26245E-12-0.13123E-12-0.21280E-05 82 1249.2 0.20866E-28 568.77 -0.15297E-12 0.34826E-13 0.10124E-05 82 -1249.2 -0.20866E-28 -568.77 0.15297E-12-0.34826E-13-0.10124E-05 83 755.10 0.12533E-28 322.41 -0.92470E-13 0.19741E-13-0.15651E-06 83 -755.10 -0.12533E-28 -322.41 0.92470E-13-0.19741E-13 0.15651E-06 84 485.09 0.78696E-29 158.66 -0.59405E-13 0.97146E-14-0.38621E-06 84 -485.09 -0.78696E-29 -158.66 0.59405E-13-0.97146E-14 0.38621E-06 85 239.68 0.38298E-29 62.765 -0.29352E-13 0.38431E-14-0.94682E-07 85 -239.68 -0.38298E-29 -62.765 0.29352E-13-0.38431E-14 0.94682E-07 86 216.40 -0.31271E-31 69.170 -0.12064E-13-0.24639E-13 235.78 86 -216.40 0.31271E-31 -69.170 0.12064E-13 0.24639E-13 -235.78 87 436.98 0.33953E-29 172.24 -0.37983E-13-0.20514E-13 253.63 87 -436.98 -0.33953E-29 -172.24 0.37983E-13 0.20514E-13 -253.63 88 672.12 0.70822E-29 364.86 -0.64485E-13-0.13305E-13 291.08 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 88 -672.12 -0.70822E-29 -364.86 0.64485E-13 0.13305E-13 -291.08 89 831.30 0.10634E-28 831.30 -0.81594E-13 0.10485E-13 330.03 89 -831.30 -0.10634E-28 -831.30 0.81594E-13-0.10485E-13 -330.03 90 568.77 0.13213E-28 1249.2 -0.69652E-13 0.76487E-13 0.10124E-05 90 -568.77 -0.13213E-28 -1249.2 0.69652E-13-0.76487E-13-0.10124E-05 91 831.30 0.20533E-28 831.30 -0.12201E-12 0.91317E-13 -330.03 91 -831.30 -0.20533E-28 -831.30 0.12201E-12-0.91317E-13 330.03 92 672.12 0.15813E-28 364.86 -0.10013E-12 0.57986E-13 -291.08 92 -672.12 -0.15813E-28 -364.86 0.10013E-12-0.57986E-13 291.08 93 436.98 0.11003E-28 172.24 -0.69042E-13 0.41606E-13 -253.63 93 -436.98 -0.11003E-28 -172.24 0.69042E-13-0.41606E-13 253.63 94 216.40 0.70406E-29 69.170 -0.40938E-13 0.33109E-13 -235.78 94 -216.40 -0.70406E-29 -69.170 0.40938E-13-0.33109E-13 235.78 95 159.49 -0.36022E-29 79.039 0.61521E-14-0.46526E-13 419.45 95 -159.49 0.36022E-29 -79.039 -0.61521E-14 0.46526E-13 -419.45 96 302.77 -0.99818E-30 196.92 -0.11449E-13-0.39200E-13 418.56 96 -302.77 0.99818E-30 -196.92 0.11449E-13 0.39200E-13 -418.56 97 396.07 0.14829E-29 396.07 -0.24243E-13-0.24268E-13 396.21 97 -396.07 -0.14829E-29 -396.07 0.24243E-13 0.24268E-13 -396.21 98 364.86 0.36264E-29 672.12 -0.26859E-13 0.55084E-14 291.08 98 -364.86 -0.36264E-29 -672.12 0.26859E-13-0.55084E-14 -291.08 99 322.41 0.76660E-29 755.10 -0.39482E-13 0.46235E-13-0.15652E-06 99 -322.41 -0.76660E-29 -755.10 0.39482E-13-0.46235E-13 0.15652E-06 100 364.86 0.12357E-28 672.12 -0.62504E-13 0.76800E-13 -291.08 100 -364.86 -0.12357E-28 -672.12 0.62504E-13-0.76800E-13 291.08 101 396.07 0.13367E-28 396.07 -0.72764E-13 0.72772E-13 -396.21 101 -396.07 -0.13367E-28 -396.07 0.72764E-13-0.72772E-13 396.21 102 302.77 0.11556E-28 196.92 -0.62706E-13 0.63314E-13 -418.56 102 -302.77 -0.11556E-28 -196.92 0.62706E-13-0.63314E-13 418.56



Apéndice - 151 -

103 159.49 0.89784E-29 79.039 -0.45214E-13 0.56206E-13 -419.45 103 -159.49 -0.89784E-29 -79.039 0.45214E-13-0.56206E-13 419.45 104 94.601 -0.63282E-29 71.758 0.21144E-13-0.61063E-13 534.52 104 -94.601 0.63282E-29 -71.758 -0.21144E-13 0.61063E-13 -534.52 105 168.63 -0.43443E-29 168.63 0.99934E-14-0.50963E-13 500.47 105 -168.63 0.43443E-29 -168.63 -0.99934E-14 0.50963E-13 -500.47 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ 106 196.92 -0.21888E-29 302.77 0.15140E-14-0.32718E-13 418.56 106 -196.92 0.21888E-29 -302.77 -0.15140E-14 0.32718E-13 -418.56 107 172.24 0.41765E-30 436.98 -0.55623E-14-0.43037E-14 253.63 107 -172.24 -0.41765E-30 -436.98 0.55623E-14 0.43037E-14 -253.63 108 158.66 0.41980E-29 485.09 -0.19429E-13 0.29702E-13-0.38621E-06 108 -158.66 -0.41980E-29 -485.09 0.19429E-13-0.29702E-13 0.38621E-06 109 172.24 0.80249E-29 436.98 -0.36622E-13 0.57816E-13 -253.63 109 -172.24 -0.80249E-29 -436.98 0.36622E-13-0.57816E-13 253.63 110 196.92 0.10365E-28 302.77 -0.49743E-13 0.69796E-13 -418.56 110 -196.92 -0.10365E-28 -302.77 0.49743E-13-0.69796E-13 418.56 111 168.63 0.10667E-28 168.63 -0.51295E-13 0.71614E-13 -500.47 111 -168.63 -0.10667E-28 -168.63 0.51295E-13-0.71614E-13 500.47 112 94.601 0.97036E-29 71.758 -0.44313E-13 0.69851E-13 -534.52 112 -94.601 -0.97036E-29 -71.758 0.44313E-13-0.69851E-13 534.52 113 41.964 -0.81040E-29 41.964 0.31161E-13-0.70031E-13 592.85 113 -41.964 0.81040E-29 -41.964 -0.31161E-13 0.70031E-13 -592.85 114 71.758 -0.65851E-29 94.601 0.23941E-13-0.59665E-13 534.52 114 -71.758 0.65851E-29 -94.601 -0.23941E-13 0.59665E-13 -534.52 115 79.039 -0.45070E-29 159.49 0.16004E-13-0.41600E-13 419.45 115 -79.039 0.45070E-29 -159.49 -0.16004E-13 0.41600E-13 -419.45 116 69.170 -0.16873E-29 216.40 0.59663E-14-0.15623E-13 235.78 116 -69.170 0.16873E-29 -216.40 -0.59663E-14 0.15623E-13 -235.78 117 62.765 0.18399E-29 239.68 -0.76863E-14 0.14676E-13-0.94682E-07 117 -62.765 -0.18399E-29 -239.68 0.76863E-14-0.14676E-13 0.94682E-07 118 69.170 0.53846E-29 216.40 -0.22908E-13 0.42124E-13 -235.78 118 -69.170 -0.53846E-29 -216.40 0.22908E-13-0.42124E-13 235.78 119 79.039 0.80736E-29 159.49 -0.35362E-13 0.61131E-13 -419.45 119 -79.039 -0.80736E-29 -159.49 0.35362E-13-0.61131E-13 419.45 120 71.758 0.94467E-29 94.601 -0.41516E-13 0.71250E-13 -534.52 120 -71.758 -0.94467E-29 -94.601 0.41516E-13-0.71250E-13 534.52 121 41.964 0.96773E-29 41.964 -0.41439E-13 0.75170E-13 -592.85 121 -41.964 -0.96773E-29 -41.964 0.41439E-13-0.75170E-13 592.85 ***** POST1 NODAL STRESS LISTING ***** PowerGraphics Is Currently Enabled LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 SHELL NODAL RESULTS ARE AT TOP/BOTTOM FOR MATERIAL 1 THE FOLLOWING X,Y,Z VALUES ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE SX SY SZ SXY SYZ SXZ MINIMUM VALUES NODE 81 81 81 81 81 1 VALUE -2143.2 -0.40175E-28 -2143.2 -0.26245E-12-0.13123E-12 -632.33 MAXIMUM VALUES NODE 81 81 81 81 81 1 VALUE 2143.2 0.40175E-28 2143.2 0.26245E-12 0.13123E-12 632.33

A.3. Reacciones Obtenidas de la Lámina. PRINT REACTION SOLUTIONS PER NODE



Apéndice - 152 -

***** POST1 TOTAL REACTION SOLUTION LISTING ***** LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING X,Y,Z SOLUTIONS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE FX FY FZ MX MY MZ 1 0.0000 -0.74548 2 0.0000 -0.74548 3 0.0000 0.72487E-01 4 0.0000 0.15020 5 0.0000 0.23139 6 0.0000 0.29705 7 0.0000 0.32322 8 0.0000 0.29705 9 0.0000 0.23139 10 0.0000 0.15020 11 0.0000 0.72487E-01 12 0.0000 -0.74548 13 0.0000 0.72487E-01 14 0.0000 0.15020 15 0.0000 0.23139 16 0.0000 0.29705 17 0.0000 0.32322 18 0.0000 0.29705 19 0.0000 0.23139 20 0.0000 0.15020 21 0.0000 0.72487E-01 22 0.0000 -0.74548 23 0.0000 0.72487E-01 24 0.0000 0.15020 25 0.0000 0.23139 26 0.0000 0.29705 27 0.0000 0.32322 28 0.0000 0.29705 29 0.0000 0.23139 30 0.0000 0.15020 31 0.0000 0.72487E-01 32 0.0000 0.72487E-01 33 0.0000 0.15020 34 0.0000 0.23139 35 0.0000 0.29705 36 0.0000 0.32322 37 0.0000 0.29705 ***** POST1 TOTAL REACTION SOLUTION LISTING ***** LOAD STEP= 1 SUBSTEP= 1 TIME= 1.0000 LOAD CASE= 0 THE FOLLOWING X,Y,Z SOLUTIONS ARE IN GLOBAL COORDINATES NODE FX FY FZ MX MY MZ 38 0.0000 0.23139 39 0.0000 0.15020 40 0.0000 0.72487E-01 TOTAL VALUES VALUE 0.0000 4.3200 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000



Conclusiones

- 153 -

Conclusiones

En la presente tesis se comentó acerca de algunos parámetros que se presentan dentro del ambiente espacial.

Entre los parámetros se comentó acerca de cómo afecta el AO, los rayos UV y la

radiación espacial las cuales también afectan el desempeño de las misiones reduciendo la vida operativa de los vehículos así de cómo deterioran las propiedades de los materiales empleados en la construcción de los vehículos ya sean metales y/o compuestos y se presentaron una serie de reportes de cómo estos parámetros cambian las propiedades mecánicas y físicas.

Enfocándose en los micrometeoritos y los escombros espaciales que afectan el

desempeño de las misiones de los vehículos aeroespaciales de los cuales se pudo observar como el impacto originado por una partícula de un diámetro de aproximadamente de 0.7 mm a pesar de ser pequeño en dimensión puede producir un serio daño en la estructura del vehículo (alrededor de 2.5 mm en penetración de 4 láminas ya sean de metales y/o compuestos) ya que no es un solo impacto el que se presenta sino que en diversas misiones se han llegado a cuantificar en promedio 10 impactos por metro cuadrado de superficie a velocidades de entre 5 a 60 km/s lo que representa un consideración en el diseño de los vehículos.

La simulación realizada es solo una idealización de cómo se comportaría el daño

sobre una lámina de 1 m2 en 2D y 3D, la simulación hecha en 2D se hizo para demostrar como se comportaría el daño si solo fuera en una sección de la lámina y si el impacto se comportara de manera estática, la simulación en 3D se realizó con el fin de mostrar en forma completa la lámina y ver así como se distribuyen los desplazamientos, esfuerzos y reacciones que soporta la lámina debido al impacto, de igual manera de un modo estático, lo que podemos señalar es el comportamiento del daño señalando que solo se aplicó una carga puntal concentrada, de lo contrario, al aplicar más de una carga puntual, el daño recibido aumentaría considerablemente, ya que como se ha mencionado, el efecto de los micrometeoritos y los escombros espaciales es de un bombardeo continuo sobre las superficies de los vehículos aeroespaciales.

Es así como esta tesis muestra un panorama general del ambiente espacial

donde se desarrollan las misiones de los vehículos aeroespaciales y de cómo afectan los parámetros ya mencionados a lo largo de la misma y de cómo el resultado de las diferentes pruebas aplicadas a los materiales llamados aeroespaciales influye en el criterio de selección, como se puede observar la selección de los materiales no es sencilla, se requiere de pruebas tanto en tierra como en misiones de vuelo y por lo tanto el costo de las mismas no es barato, pero debido a la seguridad operacional y al buen desempeño de las misiones lo requiere.



Conclusiones

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Con la realización de esta tesis, se propone que este trabajo sea continuado

enfocándose de manera más especifica en los materiales empleados en el diseño de los vehículos aeroespaciales, asimismo del comportamiento del daño por micrometeorito/escombro espacial, y como se mencionó en el principio esta tesis proporcionó una herramienta adicional para el diseño de los vehículos aeroespaciales, ya que ahora se cuentan con las bases para establecer un punto de partida en el diseño, es decir, ahora conocemos los parámetros de relevancia que nos pueden afectar las misiones de dichos vehículos y disminuir considerablemente su vida operativa, con el fin de que los futuros ingenieros en el diseño de los vehículos aeroespaciales tengan en cuenta todos estos parámetros así como de su comportamiento y su influencia en las propiedades de los materiales y del desempeño de los vehículos y su vida operativa.

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“Siempre que uno desea algo con todo el corazón, el ...tesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/13399/1/1305 2005.pdf · Vidrio/Termoendurecido 60 2.4.1. Pérdida de Masa 60 2.4.2