I materiali compositi trovano oggi largo impiego in campo aeronautico sia in strutture primarie che nelle secondarie.
Nella maggior parte dei progetti i primi elementi ad essere concepiti e realizzati in carbonio furono quelli secondari, cioè quegli elementi non direttamente collegati alla sicurezza del velivolo. Solo in seguito si passò ad applicazioni che includessero anche impennaggi, flap, equilibratori, ali ecc. fino al raggiungimento dei modelli Airbus A350 e Boeing 787 costituiti per la maggior parte da materiali compositi.
Lo sviluppo della progettazione degli impennaggi ha quasi sempre avuto due fasi:
Realizzazione di una struttura honeycomb,
Sostituzione del nucleo a nido d’ape con una struttura multi trave a più centine.
Proprio su questo argomento la Boeing stabilì, come filosofia di progetto, che occorreva utilizzare il nido d’ape solo per superfici poco caricate; in tutti gli altri casi era meglio ricorrere a strutture multi-trave. Le strutture che invece sono sottoposte a sollecitazioni ancora più basse sono costituite da un rivestimento interno irrigidito da un nucleo di materiale espanso che sostituisce l’honeycomb, [1].
Allo stato dell’arte attuale, i materiali compositi vengono utilizzati soprattutto per il rivestimento di ali, code e superfici di controllo. Il tipo di laminato e la sua composizione
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(disposizione degli strati) sono strettamente legati alla tipologia delle sollecitazioni che il componente da progettare dovrà sopportare.
Ad esempio, il rivestimento di un cassone alare sopporta tensioni dirette lungo l’apertura causate dall’inflessione dell’ala e tensioni di taglio causate dallo svergolamento. Sarà sottoposto inoltre a sollecitazioni secondarie in direzione della corda provocate dal momento torcente.
Figura 1.15: Schematizzazione delle forze agenti in ala.
In maniera semplificata, il laminato dovrà quindi presentare fibre con orientazione 0° per sopportare tensioni lungo l’apertura, ±45° per le tensioni di taglio e 90° per quelle dirette lungo la corda.
Figura 1.16: Disposizione delle fibre in funzione delle tensioni.
Poiché lo stato tensionale in un’ala varia lungo l’apertura, è buona norma realizzare profili caratterizzati da spessori del rivestimento decrescenti in tali direzioni, tagliando in
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successione strati più corti prima di assemblare il laminato. In questo modo, il rivestimento potrebbe avere 100 strati alla radice e meno di 20 all’estremità.
In una superficie di controllo incernierata ad un’ala vi sono maggiori sollecitazioni a flessione in direzione della corda e quindi il rivestimento dovrà avere un numero maggiore di strati a 90°.
Figura 1.17: Disposizione fibre su una superficie di controllo.
Per evitare fenomeni di corrosione galvanica quando si utilizzano travi e centine metalliche rivestite in materiale composito, si utilizzano fogli di materiale elettricamente isolante (vetro/epossidico).
Vi sono però casi in cui le strutture alari vengono interamente progettate in materiale composito. È questo il caso ad esempio del AV-8B Harrier II, dove l’ala è interamente composta da grafite/epossidico.
Poiché la principale funzione dell’anima del cassone alare è di sopportare carichi di taglio, è composta principalmente da strati a ±45°.
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Come visto, uno dei maggiori vantaggi dei compositi è quello di poter progettare e realizzare strutture integrate. In un’ala, ad esempio, spesso si adottano soluzioni in cui longherone e centine appartengono ad un’unica struttura multi trave, come mostrato in figura 1.19.
Figura 1.19: Struttura multitrave.
La soluzione ottimale si ha quando centine e longheroni vengono formate insieme; sono state realizzate strutture in cui anche il pannello di rivestimento inferiore veniva curato insieme alla precedente struttura. Tutto ciò apporta sicuramente vantaggi dal punto di vista dei pesi e dei tempi di assemblaggio, a sfavore però della riparabilità della struttura. Essendo infatti la struttura integrata, in caso di rottura o difetto di una parte di essa, risulterà necessario sviluppare, se possibile, tecniche di riparazione onde evitare di dover sostituire l’intero componente.
La prima ad utilizzare materiali compositi per la realizzazione di strutture primarie fu l’Airbus Industries che nel 1985 realizzò l’A310 con piani stabilizzatori in resina rinforzata con fibre di carbonio. Il loro utilizzo portò ad un risparmio di peso di circa il 10% rispetto ad un piano stabilizzatore in lega di alluminio sino ad allora utilizzato. Inoltre, la realizzazione in composito ne permise la realizzazione in sole 95 parti (esclusi i collegamenti) contro i 2076 della precedente struttura in alluminio.
I maggiori ostacoli nella progettazione di strutture aeronautiche in composito che si incontrarono nel corso degli anni sono:
Mantenere gli stessi livelli di sicurezza che si hanno con l’utilizzo dei materiali metallici,
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Accettazione da parte delle autorità certificanti,
Gli standard di qualità dovevano essere mantenuti ai livelli dei materiali metallici.
Sviluppo di nuove tecnologie specifiche per i compositi.
Figura 1.20: Utilizzo, in percentuale del peso totale, di materiale composito da parte di Airbus negli ultimi 30 anni, [25].
Nella figura precedente è illustrata la percentuale di materiale composito utilizzata in strutture di velivoli da trasporto civile (Airbus) ed evidenzia come negli ultimi dieci anni vi sia stato un notevole incremento nell’utilizzo di questi materiali.
Vengono riportati di seguito i principali vantaggi e svantaggi dell’utilizzo di materiali compositi rispetto ai metallici, [2].
Vantaggi
I materiali compositi hanno proprietà strutturali, specialmente se riportate al peso, più elevate rispetto ai materiali metallici normalmente utilizzati. Questo permette un notevole risparmio di peso, esigenza molto importante in campo aeronautico.
Permettono di sfruttare al meglio il materiale orientando le fibre in funzione dei carichi applicati.
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Permettono la riduzione dei costi di produzione introducendo metodi di lavorazione automatica.
Permettono di creare strutture integrate riducendo così il numero di componenti e di rivetti. L’eliminazione o riduzione del numero di rivetti determina anche un miglioramento dal punto di vista della resistenza a fatica ed alla corrosione delle strutture.
Hanno un’elevata resistenza a fatica.
Essendo un materiale “nuovo”, hanno ancora ampi margini di miglioramento.
Svantaggi
Il costo attuale dei materiali compositi è maggiore rispetto a quello dei metalli normalmente utilizzati in campo aeronautico.
Poiché richiedono analisi strutturali più complicate e un maggior numero di prove per la caratterizzazione, i costi di progettazione sono molto più elevati.
Richiedono un investimento iniziale maggiore per l’acquisto di macchinari specifici per la lavorazione e produzione di questi macchinari.
Il controllo di qualità è molto più difficoltoso e i processi per l’individuazione di eventuali difetti non hanno ancora raggiunto l’affidabilità rispetto a quelli per i materiali metallici.
Sono materiali tendenzialmente fragili e sensibili al danneggiamento a impatto e alla delaminazione.
Hanno problemi di corrosione galvanica in seguito all’accoppiamento con alcuni materiali metallici. Questo può essere risolto isolando le zone di contatto tra i diversi materiali.
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Sono molto sensibili all’umidità, in presenza di essa infatti subiscono un veloce degrado delle proprietà meccaniche.
Filosofia di progetto
Le fasi attraverso le quali si sviluppa una struttura aeronautica in composito hanno inizio dal progetto concettuale fino al raggiungimento del progetto di dettaglio. Molto importante per la progettazione di queste strutture è l’approfondita conoscenza delle problematiche in gioco e della producibilità dei vari componenti poiché, a seconda del processo tecnologico impiegato, si otterranno diverse proprietà meccaniche.
Uno degli approcci più utilizzati dai progettisti è il Building Block mostrato in figura, caratterizzato dall’affiancamento tra prove ed analisi in ogni fase del progetto.
Figura 1.21: Approccio Building Block
Attraverso le prove vengono definiti gli ammissibili di progetto che, moltiplicati per opportuni fattori di sicurezza, diventano parametri di progetto per le fasi successive. Un aspetto molto importante che va infine tenuto in considerazione sin dalle prime fasi di progettazione è quello dei costi, preferendo tecniche produttive convenzionali e disegnando strutture integrate con la conseguente riduzione dei componenti.
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Capitolo II
Prove e Normative
I requisiti per la certificazione di strutture in composito sono molto più stringenti rispetto a quelli richiesti per i metalli poiché i primi, in base al tipo di fibra, di resina e di processo utilizzati e in base alle condizioni ambientali alle quali operano, possono presentare un’ampia varietà di proprietà.
Lo scopo principale delle prove meccaniche è quello di determinare le proprietà di resistenza e di rigidezza. Poiché le grandezze direttamente misurabili sono i carichi, gli spostamenti e le deformazioni, si utilizza la teoria dell’elasticità per corpi anisotropi per determinare le proprietà cercate. È necessario quindi indicare la direzione del carico (xyz) e la sua orientazione rispetto agli assi di simmetria elastica del materiale (123). Si introducono dunque due sistemi di riferimento come mostrato in figura.
Di solito, nella pratica sperimentale, si fa in modo da far coincidere i due sistemi di riferimento.
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