nálisis microscópico post-quema del material del inserto de la tubería de motor cohete a propelente sólido:

concepción teórica (Parte I)

Resumen

El presente trabajo presenta un estudio conducido en la División de Materiales (AMR), subordinada al Instituto de Aeronáutica y Espacio (IAE), organización del Departamento de Ciencia y Tecnología Aeroespacial (DCTA), para investigar el comportamiento microestructural del material a base de compuesto carbono/carbón utilizado como protección térmica/ inserto en la garganta de los tubos de cohete. Estos sistemas se someten a un flujo intenso de calor proveniente de los gases de alta velocidad, que llevan al fenómeno de ablación en las regiones de la tubería en motores a propulsión sólida de vehículos S43, por ejemplo. La ablación es un fenómeno erosivo que ocurre en regiones del sistema de protección térmica y cuyo material es removido por influencias termomecánicas, termoquímicas y termofísicas o combinadas. Así, para mantener la integridad de la tobera, se utilizan materiales como Sistemas de Protección Térmica (SPT). Los materiales para protección térmica pueden clasificarse, según el mecanismo predominante de protección, en ablativos y reirradiantes. La mayoría de los materiales ablativos son compuestos reforzados con fibras estructurales (sílice o carbono, por ejemplo) y unidos con resinas termorregidas orgánicas y, en la clase de materiales reirradiantes, se encuentran los composites termoestructurales con matriz de carbono, reforzados con fibras de carbono (CRFC), compuestos con matriz híbrida de carbono/carburo de silicio (C/SiC), y los compuestos de matriz y fibras de carburo de silicio (SiC/SiC) y los materiales cerámicos covalentes, como ZrC, HfC y TaC, por ejemplo , principalmente en forma de materiales modificadores internos o como recubrimientos.