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MEMORIAS DEL XXVII CONGRESO INTERNACIONAL ANUAL DE LA SOMIM 22 al 24 DE SEPTIEMBRE DE 2021 PACHUCA, HIDALGO, MÉXICO

Tema A1 Materiales: Materiales Compuestos

“Proceso para la fabricación de una tobera de expansión con material compuesto C-C”

Jiménez Arévalo Omar Aconeltzin1*, Ramírez López Liliana Maricarmen1,

Villegas Pérez Susana Cristina1, Mondragón Fernández Rene Rafael1, Ocaranza García Paulina2,

Traslosheros Michel Alberto1

1 Universidad Aeronáutica en Querétaro, Carretera Estatal 200 Querétaro – Tequisquiapan No. 22154. Col. Parque Aeroespacial de Querétaro. Colón,

Querétaro. México. C.P. 76278 2 Universidad Del Valle De Atemajac Plantel Zamora, Francisco I. Madero Sur 310, Centro, 59600 Zamora de Hidalgo, Mich.

* Autor de contacto. [email protected]

R E S U M E N

En el presente trabajo se muestra la implementación del proceso de manufactura de una tobera para motor cohete

fabricada de un material compuesto de fibra de carbono con matriz de carbono cerámico como la parte aglutinante del

proyecto “Desarrollo de materiales compuestos laminados carbono-carbono para uso en componentes de sistemas de

propulsión para lanzadores orbitales y suborbitales”. A partir del diseño de una tobera específica derivado de las

especificaciones de un motor de combustible líquido, y utilizando el material compuesto carbono-carbono desarrollado en

etapas iniciales del proyecto, se implementó un proceso de manufactura que incluyó el desarrollo de herramentales para

un sistema de molde descartable, laminado de la tobera y carbonizado en atmósfera controlada para la obtención de la

matriz de carbono cerámico. El proceso propuesto se ejecutó de manera exitosa obteniendo una tobera de material

Carbono-Carbono-SiC acorde a las especificaciones de diseño.

Palabras Clave: Propulsión, Tecnología de Cohetes, Tobera, Manufactura, Materiales Compuestos.

A B S T R A C T

The present work shows the implementation of the manufacturing process of a rocket motor nozzle made of a carbon

fiber composite material with a carbon ceramic matrix as the binder part of the project "Development of carbon-

carbon laminated composite materials for use in propulsion system components for orbital and suborbital launchers”.

Starting from the design of a specific nozzle derived from the specifications of a liquid fuel engine, and using the

carbon-carbon composite material developed in the initial stages of the project, a manufacturing process was

implemented that included the development of tooling for a fuel system. Disposable mold, lamination of the nozzle and

carbonized in a controlled atmosphere to obtain the ceramic carbon matrix. The proposed process was successfully

executed obtaining a Carbon-Carbon-SiC material nozzle according to the design specifications

Keywords: Propulsion, Rocket Technology. Nozzle, Manufacture, Composite Materials

1. Introducción

En la actualidad, el desarrollo espacial en México se ha

enfocado al desarrollo de nanosatélites, pero, pese a su

éxito, pervive la limitante para su puesta en órbita, pues

esto requiere el uso de sistemas de lanzadores orbitales

que permitan llevar la carga útil a posiciones orbitales o

suborbitales.

En México, se han desarrollado en diversos momentos

proyectos para el desarrollo de sistemas de lanzadores

orbitales, teniendo un auge particular el periodo de 1960

a 1970 con los trabajos de la Comisión Nacional del

Espacio Exterior, el grupo de la Universidad de San Luis

Potosí [1] y la Universidad de Zacatecas. Uno de los

primeros éxitos, es el cohete SCT 2, lanzado en 1960,

siendo un cohete de combustible líquido basado en

alcohol y oxígeno líquido [2].

ISSN 2448-5551 MM 95 Derechos Reservados © 2021, SOMIM


En la actualidad, el CIDESI® y la Universidad

Aeronáutica en Querétaro tienen proyectos para el

desarrollo de la tecnología de lanzadores, enfocándose en

el caso del primero en la conceptualización de cohetes

para puesta en órbita de nanosatélites, y en el segundo en

el desarrollo de sistemas de propulsión.

Cabe mencionar que, en el desarrollo de los sistemas de

lanzadores orbitales, un elemento esencial es la

propulsión, siendo uno de los elementos que puede

limitar las prestaciones de los vehículos portadores.

Los sistemas de propulsión para cohetes se basan en

procesos térmicos, por lo que al igual que en otros

motores, la eficiencia y potencia lograda depende en gran

medida de las temperaturas que se puedan alcanzar en la

descarga a través de la tobera de expansión [3] [4].

Los sistemas actuales con combustibles líquidos como el

Jet-A, pueden alcanzar temperaturas superiores a los

1500K [5] [6] en la zona de salida del motor, previo a la

garganta de la tobera, lo que genera una limitante en

cuanto a los materiales a usar en esta zona, ya que

requieren no solo una alta estabilidad química ante la

descarga de gases, sino que deben de conservar la

capacidad de conservar la geometría que controla la

expansión del flujo para asegurar la correcta conversión

de la energía en fuerza propulsora. Entre los materiales que se han usado para tal fin, se

tienen los compuestos laminado carbono-carbono, los

cuales son obtenidos de la carbonización en atmósfera

controlada de un compuesto epóxido-fenólico-fibra de

carbono [7]

El objeto de este trabajo, es exponer los resultados en la

fabricación de un componente (tobera), fabricado con un

material compuesto carbono-carbono desarrollado en

etapas previas del proyecto 275425 del Fondo Sectorial

de Investigación, Desarrollo Tecnológico e Innovación

en Actividades Espaciales, describiendo la adaptación de

los procesos resultantes en las diferentes etapas del

desarrollo con la finalidad de establecer el proceso de

fabricación del componente. Se debe aclarar que los

procesos de investigación y experimentación para la

definición de geometrías, composiciones, configuración

del laminado, conformación y carbonizado, fueron

realizados en trabajos previos, siendo el presente el

ensamble en una secuencia lógica de los resultados de

dichos trabajos, permitiendo presentar entonces, el

proceso completo para la obtención de una tobera de

expansión.

2. Etapas previas del proyecto

En 2018, el grupo desarrolló un material compuesto de

matriz carbono con partículas de SiC y tejido plano de

fibra de carbono [7], el cual se muestra en la Figura 1,

mostrando un comportamiento adecuado en pruebas de

burner rig simulando condiciones de operación [8], Este

material fue desarrollado para su uso en una tobera de

expansión de un motor de combustible líquido con

mezcla combustible-oxidante JetA-LOx, por lo que se

requirió una temperatura de operación requerida de 2000

K

Figura 1 Material carbon-carbono-SiC obtenido en la UNAQ.

Izq. Micrografia SEM, Der. Probeta

El sistema de motor desarrollado [6], responde a una

misión de un lanzador para órbita baja. En la Figura 2 y

en la Figura 3 se muestran las condiciones de velocidad

y deformaciones generadas en la cámara de combustión.

Figura 2 Simulación de velocidades de flujo dentro de la cámara de

combustión del motor diseñado, donde el combustible y el oxidante

se inyectan en el extremo izquierdo y la salida a la tobera en el lado

derecho (Tomado de [6])

Figura 3. Deformaciones calculadas para la cámara de combustión

diseñada donde la tobera se acopla en el extremo derecho(Tomado

de [6])

En base a las condiciones generadas en la salida de la

cámara de combustión, se estableció la geometría de la

tobera en base al método de líneas características [5],

teniendo como resultado el mostrado en la Figura 4. La

tobera requerida es de 0.6m de diámetro por 0.8 m alto.



Figura 4 Geometría calculada de la tobera (Tomado de [5])

La temperatura a la entrada de la tobera es de 3633 K, en

la garganta de 3411 K y en la salida de 1648 K. La

velocidad en la superficie expresada en número de Mach

se muestra en la Figura 5.

Figura 5 Contornos del número de Mach en la tobera (Tomado de

[5])

La presión generada en la superficie interna de la tobera

se muestra en la Figura 6 teniendo su valor más alto a la

salida de la cámara de combustión

Figura 6 Presión estática en la tobera (Tomado de [5])

El componente de la tobera requiere de la

implementación de un proceso de manufactura que

permita la obtención de la geometría especificada en una

sola pieza, teniendo en cuenta la naturaleza laminada del

material desarrollado y la complejidad de la geometría en

la zona de la garganta dado el estrechamiento requerido

y la necesidad de obtener un producto construido en una

sola pieza [9].

3. Desarrollo experimental

3.1. Definición del proceso de manufactura

La obtención de componentes de materiales compuestos

carbono-carbono parte de la conformación de laminados

de fibra de carbono con resinas con componentes

fenólicos [10] [11]. Para el caso de la fabricación de

toberas, es necesario el uso de moldes que permitan la

reproducción de la parte interna de la tobera [12]. Dadas

las características de la pieza, se definió un proceso de

moldeo a partir de un molde descartable de yeso de la

superficie interior de la tobera.

Para este proceso se requiere el desarrollo de un sistema

de molde negativo descartable de yeso, dado que la

garganta de la tobera genera una geometría cerrada que

impide el adecuado desmoldeo con otro tipo de moldes.

Este molde de yeso se obtiene de un molde positivo de

tipo permanente, y para el cual es necesario que presente

una geometría idéntica al interior de la tobera reproducir.

De esta forma, se tienen como pasos previos a la

conformación del laminado, la generación de un molde

patrón idéntico al molde que se quiere producir, y un

molde positivo intermedio, que se requiere para la

obtención de los moldes de yeso.

Posterior a la obtención del molde de yeso se realiza el

preparado del mismo, el proceso de laminación y su

posterior carbonizado.

3.2. Generación del molde patrón

A partir de la geometría de la tobera calculada, se generó

el modelo geométrico molde patrón de la superficie

negativa, usando para ello un programa de CAD

SolidWorks®, y a partir de ello, en base a las

dimensiones máximas de la impresora 3D usada que

permitieran una reproducción sin deformaciones, se

dividió en 22 partes [13], modificando cada elemento

para incluir superficies de soporte y ensamble que

permitieran la alineación y pegado de los mismos(Figura

7).

Contracción

Garganta

Región de

expansión

Región

“Buseman”

Área de

prueba



Los componentes del molde se exportaron al software

Ultimaker CURA ® para la generación del código de

impresión. Este fue cargado para cada elemento en una

impresora 3D del tipo FDM, realizando la impresión de

la pieza en poliácido láctico o PLA(Figura 8)

Una vez generada las piezas del molde patrón, estas

fueron ensambladas y pegadas usando un adhesivo a base

de cianoacrilato (Figura 9).

Se aumentó la rigidez del molde negativo por medio de

la adición de espuma de poliuretano en el interior (Figura

10).

Para el refinamiento de la superficie del molde, se utilizó

masilla para resane Metylan ® de uso comercial,

procediendo a su posterior acabado por medio de lijas de

grano 280, 400 y 600 (Figura 11).

3.3. Manufactura de moldes positivos

Dado el proceso definido, el molde patrón de la superficie

negativa se utilizó para la obtención de un molde en fibra

de vidrio de tipo positivo de la superficie interior de la

tobera. Este molde se usará para la fabricación del molde

negativo de yeso del interior de la tobera.

La técnica constructiva usada para la fabricación del

molde es la sugerida en [14], definiendo 2 mitades con

línea de partición a lo largo de la dirección axial. Se

generó la superficie de partición por medio de plantillas

de cartoncillo forrado con película desmoldante.

Se preparó la primera superficie del molde patrón con la

aplicación de 3 capas de cera de oporto y 3 de polivinil

Figura 7 Modelo 3D de una sección del molde patrón para su

impresión posterior

Figura 9 Ensamble de la parte superior del molde

patrón

Figura 8 Sección del molde patrón impresa mediante FDM con

PLA antes del ensamble.

Figura 10 Ensamble completo del molde patrón con aplicación

interna de espuma de poliuretano

Figura 11 Molde patrón con superficie refinada

mediante el uso de masilla de resane



alcohol (PVA), dejando un secado entre cada capa de 30

min.

Se aplicaron 2 capas de gel coat (ortoftalico) rojo de

poliformas plásticas ®, dejando 30 min entre cada

aplicación para alcanzar el punto de gelación (Figura 12)

.

Se aplicaron 3 capas de colchoneta M715 de fibra de

vidrio de poliformas plásticas ® con resina poliéster PP-

250 de poliformas plásticas ® con 1% de catalizador de

peróxido de metilo con la técnica de picado manual,

dejando 4 horas ente cada capa para alcanzar el punto de

gelación.

Una vez terminada la aplicación de las 3 capas de fibra

de vidrio, se dejó curar la pieza por 72 horas (Figura 13),

tras lo cual se retiraron los elementos que generaron las

líneas de partición. Se aplicó, de manera similar a la

primera mitad, 3 capas de cera de oporto y 3 de PVA,

incluyendo a la superficie de partición generada en la

primera mitad y se trabajó de manera similar a la mitad

previa, dejando un curado de 72 hrs.

Se desmoldó el molde patrón y se limpiaron con agua las

superficies del molde fabricado a fin de retirar el PVA

residual (Figura 14).

3.4. Obtención del componente

Los moldes positivos de fibra de vidrio se unieron y se

selló la unión con cinta de sellado (Airtech

Flashbreaker® 1), preparando la superficie interna con 5

capas de cera automotiva con teflón, con intervalos de

aplicación de 30 minutos entre capa.

Con el molde colocado en forma que su eje estuviera en

la horizontal, se aplicó yeso de construcción en el interior

del molde en la parte inferior en capa de 3 mm

aproximadamente, dejando que este fraguara antes de

girar el molde a la siguiente superficie libre. Una vez

cubierta la superficie, se aplicaron 3 capas más de yeso,

Figura 13 Vista de la primera mitad del molde de fibra de

vidrio

Figura 12 Aplicación del gel-coat sobre el molde

patrón

Figura 14 Molde patrón y molde de fibra de vidrio separados

Figura 15 Molde de yeso sobre lamina de aluminio



Figura 16 Diagrama de flujo del proceso propuesto para la

fabricación de la tobera

dejando 8 a 12 horas entre aplicación. El molde se dejó

fraguar por 3 días antes de desmoldar. El molde de yeso

se dejó secar a condiciones ambientales por 4 días.

El proceso de obtención de la pieza a partir del molde de

yeso se describe en el diagrama de la figura16. El molde

de yeso se colocó en su base principal sobre una placa de

aluminio antes de sellarlo (Figura 15) con 5 capas de cera

de oporto y aplicarle 3 capas de PVA, con 30 minutos de

espera entre aplicación. Las capas de cera y PVA se

extendieron a la placa.

Tabla 1 Pesos de la composición de las fracciones másicas de cada

lienzo

Fibra de

carbono

(gr)

Resina

EL322

(gr)

Agente

curado

(gr)

SiC

(gr)

Lienzo 50% 38.79% 6.21% 5%

1 117.75 91.36 14.62 11.78

2 120.35 93.38 14.94 12.04

3 100.08 77.65 12.42 10.01

4 115.2 89.38 14.30 11.52

5 112.16 87.02 13.92 11.22

6 117.06 90.82 14.53 11.71

7 112.86 87.56 14.01 11.29

8 106.36 82.52 13.20 10.64

9 119.95 93.06 14.89 12.00

10 118.07 91.61 14.66 11.81

11 118.86 92.22 14.76 11.89

12 106.84 82.89 13.26 10.68

13 119.95 93.06 14.89 12.00

14 113.32 87.92 14.07 11.33

15 104.4 81.00 12.96 10.44

16 115.89 89.91 14.39 11.59

TOTAL 1819.1 1411.37 225.82 181.91

De acuerdo al patrón especificado en [15], se cortaron 16

lienzos de tela de tejido plano de fibra de carbono (Figura

17), pesándolos individualmente. Acorde al peso

registrado por cada uno, se preparó una mezcla con peso

Figura 17 Lienzos cortados de fibra de carbono

Pruebas de vacío

Curado en vacío a Tamb por 48 hrs

Desmoldeo y limpieza

Carbonización en atmosfera inerte

Fin del proceso Obtención de

tobera

Inicio del proceso de laminación

Aplicación de cera al molde de yeso

Aplicación de PVA al molde de yeso

Aplicación de PVA al molde de yeso

Pesado de SiC

Pesado de capas

Corte de patrones

Colocación del sistema de bolsa

de vacío

Laminado

Impregnación por wet preg

Preparación de resina+SiC



similar de resina AXSON EL322 ®, agente de curado y

partículas de SiC de Sigma Aldrich®, siendo el peso de

estas un 10% del peso de la fibra de carbono o 5% del

peso total. Las proporciones usadas fueron definidas en

una etapa previa del proyecto [7].

Se mezclaron la resina, el agente de curado y partícula de

manera individual para cada lienzo de fibra de carbono,

usando el método de wet preg [16] para su incorporación

al tejido, tras lo cual se procedió a su colocación sobre el

molde de yeso por pares en ángulos alternados

0/180,90/270,0/180,90/270,0/180,90/270,0/180,90/270

(Figura 18) .

Se colocaron las bolsas, sellos y válvulas de vacío (Figura

19), y se dejó curar temperatura ambiente con aplicación

de vacío durante 12 horas. Se procedió al desmoldeo por

fractura del molde de yeso a las 48 horas.

Con el fin de permitir un mayor nivel del proceso de

curado con un mayor nivel de entrecruzamientos para

mejorar las propiedades [17], la pieza laminada de

epóxico-fibra de carbono-SiC se dejó 3 semanas a

temperatura ambiente antes del proceso de carbonizado a

fin de suplir parte del proceso de poscurado de la resina

usada [18].

3.5. Proceso de carbonización

La pieza obtenida (Figura 20) se sometió a un proceso de

carbonizado a 1073 K en horno de atmósfera inerte de

nitrógeno [19] en un equipo diseñado y construido en el

proyecto para tal efecto. Se utilizó una atmósfera inerte

de nitrógeno grado industrial obtenido por un ciclo de

vacío de 10 minutos y luego una presión manométrica de

0.1 bar con flujo mínimo de nitrógeno, teniendo una

duración aproximada del proceso de 24 horas, utilizando

el perfil de proceso que se muestra en la Tabla 2.

Tabla 2 Perfil de programación para el horno de carbonizado

Paso Rampa Limite Escalón

K/min K (min)

1 5 373 0

2 3 473 0

3 2 573 0

4 1 1073 180

5 Libre Tamb 0

4. RESULTADOS

Se generaron de manera exitosa el molde patrón, los

moldes negativos de fibra de vidrio y el molde positivo

de yeso. Este último logró usarse con éxito para el

laminado y obtención de la geometría de la tobera con un

material compuesto epóxico-fibra de carbono-SiC,

Al aplicar el proceso de carbonizado, como se muestra en

la Figura 21, donde el cambio de coloración indica la

presencia de un carbono de tipo cerámico. Para verificar

el material, se tomaron muestras del material y se

Figura 18 Laminado de la tobera sobre molde de yeso

Figura 20 Tobera de epóxico-fibra de carbono-SiC en horno de

carbonizado previo a proceso

Figura 19 Colocación de bolsa de vacío sobre tobera laminada



observaron mediante microscopía electrónica de Barrido

y espectroscopia de rayos X de energía dispersiva (EDS).

En la micrografía de la figura 22 se puede ver la

estructura de las capas del material, así como las

partículas de SiC, sin presencia de delaminaciones

internas. En el espectro de la figura 23, se pueden ver los

picos del carbono y del Silicio, además del pico arriba de

2Kev correspondiente al recubrimiento de oro necesario

para la observación. En este sentido, se puede inferir que

los picos corresponden a sistema C-C-SiC acorde a la lo

reportado por Ramírez [7].

El producto obtenido es estable después del proceso de

carbonizado no presentando fracturas ni zonas sin matriz,

lo cual permite de inicio su manipulación sin sufrir daño.

Se puede apreciar que la pieza conservó completamente

la geometría tanto interna como externa, así como la

calidad superficial interna dada por el molde de yeso. El

material obtenido tiene cierto grado de porosidad (Figura

22) típico de este tipo de procesos

Figura 21 Tobera después del proceso de carbonizado

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10keV

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

22

cps/eV

C Si

Figura 22 Micrografía por SEM de una sección del material de

la tobera después del proceso de carbonizado. Se cantidades

moderadas de poros

Figura 23 Espectrograma EDS del material obtenido en la

tobera después del proceso de carbonizado. Se aprecian los

picos correspondientes al carbono y al silicio, componentes del

sistema C-C-SiC

Figura 24 Tobera final obtenida en material compuesto

carbono-carbono- carburo de silicio.



La pieza final se muestra en la figura 24. La

comprobación de la geometría interior se hizo mediante

el uso de partes del molde patrón como plantillas pasa/no

pasa, siendo satisfactorio el proceso de prueba

5. CONCLUSIONES

Se logró el escalamiento del proceso de obtención de

material carbono-carbono de probetas a componentes por

medio de la implementación de un proceso para la

fabricación de toberas de material compuesto carbono-

carbono, donde se establecieron los subprocesos y

secuencias adecuadas, lo que se refleja en la obtención

del componente propuesto.

Lo anterior se refleja en la producción satisfactoria de los

moldes positivos para la creación de los moldes negativos

en yeso, pudiendo reproducir satisfactoriamente la

geometría interna de la tobera, que es la superficie de

mayor importancia debido a su funcionalidad de control

del flujo supersónico.

Se logró de manera satisfactoria el laminado de la tobera

con el material especificado, probando la viabilidad del

proceso con molde de yeso como medio de obtención de

toberas monolíticas

Se probaron con éxito los parámetros derivados de las

etapas previas para el proceso de carbonización que

permiten la fabricación exitosa de una tobera de

expansión, lográndose una carbonización satisfactoria,

generando una matriz adecuada, con una porosidad

normal en este tipo de procesos.

En los trabajos subsecuentes, se realizarán mejoras al

proceso por medio de la implementación de un proceso

de moldeo rotacional para la obtención de los moldes de

yeso, lo que se espera acelere su producción y aumente

su disponibilidad.

Se requiere la implementación de los ciclos de

impregnación-carbonización para la mejora de la matriz

de acuerdo a lo reportado en literatura y a lo

experimentado en probetas, si bien hay reportes de

reducción de la porosidad mediante el uso de mezclas de

gas nitrógeno con gas propano. Lo anterior permite

establecer nuevas líneas de investigación dentro del

desarrollo del material compuesto carbono-carbono.

Se trabará sobre el proceso para la aplicación de la

barrera térmica de ZrO2 con Y2O3

Agradecimientos

Los autores agradecen al Fondo Sectorial De

Investigación, Desarrollo Tecnológico e Innovación en

Actividades Espaciales AEM-CONACYT por el apoyo

mediante el proyecto 275425 “Desarrollo de materiales

compuestos laminados carbono-carbono para uso en

componentes de sistemas de propulsión para lanzadores

orbitales y suborbitales”, a CIATEQ A.C. el apoyo para

el diseño y fabricación del horno y la realización de las

pruebas de carbonizado y al programa Delfín de verano

de la ciencia por el apoyo a los estudiantes involucrados

en la fabricación del molde en la convocatoria 2019

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