Scuola di Ingegneria
Corso di Laurea Magistrale in Ingegneria Aerospaziale
Campagna di prove sperimentali per
certificazione di laminati compositi di
impiego aeronautico
RELATORE CANDIDATO
Prof. Ing. Giorgio Cavallini Gabriele Martignetti
Ing. Roberta Lazzeri
i
Indice………. ... i
Elenco delle Tabelle ... iv
Elenco delle Figure ... v
Sommario……… ...viii
Capitolo 1 Introduzione ai materiali compositi ... 9
1.1. Compositi nell’ingegneria aeronautica ... 9
1.2. Fibre di rinforzo: terminologia, tipi di fibre, loro produzione e caratteristiche ... 14
1.2.1. Terminologia ... 14
1.2.2. Tipi di fibre ... 16
1.3. Tipi di matrici e loro caratteristiche ... 20
1.3.1. Resine epossidiche ... 27
1.4. Classificazione e nomenclatura dei vari tipi di laminati ... 29
1.5. Confronto fra compositi e metalli ... 34
1.5.1. Vantaggi e svantaggi dei compositi rispetto ai metalli ... 35
Capitolo 2 Progettazione di componenti in composito ... 38
2.1. Approccio generale Building block ... 38
2.2. Requisiti di progetto ... 41
2.3. Certificazione di strutture aeronautiche in composito ... 44
Capitolo 3 Prove per la certificazione di materiali compositi ... 46
3.1. Piramide delle prove ... 47
3.2. Tipi di Test ... 48
3.3. Campagna prove su compositi fibro-rinforzati e problemi di esecuzione dei test ... 49
ii
3.4. Normative delle prove su coupon di materiali compositi ... 51
3.4.1. Prova di trazione ... 52
3.4.2. Prova di compressione ... 53
3.4.3. Prova di taglio ... 59
3.4.4. Prova a flessione ... 62
3.4.5. Prove su provini intagliati e impattati ... 63
3.5. Riproduzione delle condizioni ambientali ... 64
3.6. Prova di trazione ... 67
3.7. Prova di taglio ±45° off-axis tensile test ... 74
Capitolo 4 Attrezzature e strumenti utilizzati nel corso della campagna di prove sperimentali ... 77
4.2. Macchina di prova ... 77
4.3. Strumenti di misura delle deformazioni: Estensimetri ... 84
4.4. Simulazione delle condizioni operative di alta temperatura ... 89
Capitolo 5 Esecuzione delle prove ed elaborazione dei dati ... 91
5.1. Esecuzione delle prove di trazione ... 91
5.1.1. Preparazione e strumentazioni dei provini ... 92
5.1.2. Misurazione delle dimensioni dei provini ... 95
5.1.3. Allestimento ed esecuzione della prova ... 97
5.2. Analisi dei dati di trazione ... 104
5.2.1. Analisi secondo ASTM D3039 ... 105
5.2.2. Analisi secondo EN 2561/2597 ... 107
5.2.3. Normalizzazione delle proprietà dominate dalla fibre ... 108
5.3. Analisi dei dati di taglio ... 109
5.3.1. Analisi secondo ASTM D3518 ... 109
iii
5.4. Analisi statistica dei risultati ... 114
Capitolo 6………. ... 116
Conclusioni………. ... 116
Bibliografia………. ... 119 Elenco dei siti consultati ... Errore. Il segnalibro non è definito.
iv
Elenco delle Tabelle
Tab.1. 1: Gr/Ep demonstrators in ACF-E program [lanciotti] ... 11
Tab.1. 2: Alcune applicazioni dei materiali compositi avanzati ... 13
Tab.1. 3: Confronto fra le proprietà dei materiali strutturali metallici e delle fibre ... 17
Tab.1. 4: Confronto fra le proprietà delle resine ... 25
Tab.3. 1: Dimensioni raccomandate per la geometria dei provini (ASTM) ... 68
Tab.3. 2: Dimensioni raccomandate per la geometria dei tab (ASTM) ... 69
Tab.3. 3: Dimensioni prescritte per la geometria dei provini e dei tab (EN 2561) ... 70
Tab.3. 4: Dimensioni prescritte per la geometria dei provini e dei tab (EN 2597)... 72
v
Fig.1. 1: Mirage 2000 ... 10
Fig.1. 2: Strutture in compositi avanzati del Boeing 767 ... 11
Fig.1. 3: Materiali e loro percentuale di utilizzo nel Boeing 787 ... 12
Fig.1. 4: Evoluzione dell’impiego dei materiali da impiego aereonautico... 14
Fig.1. 5: Process used to manufacture carbon fibers ... 18
Fig.1. 6: Diagramma TTT nel processo di curing ... 24
Fig.1. 7: Classificazione generale in base alla disposizione delle fibre di rinforzo ... 30
Fig.1. 8: Rappresentazione schematica di una lamina unidirezionale: ... 35
Fig.2. 1: Livelli di scala presenti in un manufatto composito ………... 39
Fig.2. 2: Approccio Building Block ... 40
Fig.2. 3: Effetto delle sequenza di impilamento sul comportamento del laminato ... 42
Fig.3. 1: “Piramide delle prove “, risultato dell’approccio Building block alle prove sperimentali sulle strutture in materiale composito………47
Fig.3. 2: Reduced sampling technique ... 50
Fig.3. 3: Geometria del provino a trazione secondo la normativa ASTM D3039 ... 53
Fig.3. 4: Celanese fixture ... 54
Fig.3. 5: IITRI compression Fixture con vista esplosa ... 55
Fig.3. 6: Wyoming-modified Celanese... 56
vi
Fig.3. 9: Schema di un apparecchiatura per prove Two-rail Shear Test ... 60
Fig.3. 10: Wyoming Iosipescu Shear Test Fixture e sua rappresentazione schematica ... 61
Fig.3. 11: Schema di una prova di flessione a 4 punti ... 62
Fig.3. 12: Camera climatica servo-idraulica di ultima generazione ... 65
Fig.3. 13: (a) Impostazioni del condizionamento climatico, (b) camera climatica . ... 66
Fig.3. 14: Provino EN 2561 di tipo A e B, [25] ... 71
Fig.3. 15: Provino EN 2561 di tipo C, [25] ... 71
Fig.3. 16: Provino EN 2597 di tipo A, [26] ... 73
Fig.3. 17: Provino EN 2597 di tipo B, [26] ... 73
Fig.4. 1: Macchina di prova utilizzata (a) e Calcolatore di gestione (b)………..78
Fig.4. 2: Schema di funzionamento di una macchina di prova servo-idraulica ... 79
Fig.4. 3: (a) Schema di cella di scarico; (b) Cella di carico e guida verticale ... 80
Fig.4. 4: Schema di un LVDT ... 81
Fig.4. 5: Afferraggio impiegato nelle prove sperimentali ... 83
Fig.4. 6: Provino munito di estensimetri montato sulla macchia di prova ... 85
Fig.4. 7: Schema elettrico del ponte di Wheatstone... 86
Fig.4. 8: Schema di ponte di Wheatstone amplificato ... 87
Fig.4. 9: Schermata del programma di acquisizione dati Catman ... 88
Fig.4. 10: Forno elettrico adoperato ... 89
Fig.4. 11: Posizionamento del forno attorno agli afferraggi e sonda di temperatura ... 90
Fig.5. 1: Incollaggio dell’estensimetro………94
vii Fig.5. 4: Tipico andamento della curva sforzo-deformazione tangenziale ... 111 Fig.5. 5: Rappresentazione grafica della determinazione del modulo di Offset Shear Strength ... 112
viii Materiali che abbiano caratteristiche come bassa densità, buona rigidezza, buona resistenza all’abrasione, all’impatto e una buona resistenza alla corrosione sono alla base di una continua ricerca da parte degli ingegneri aeronautici. Scopo di questa ricerca è la scoperta di nuovi materiali che offrono particolari qualità che si discostano da quelle tipiche delle leghe metalliche tradizionali, ceramiche e polimeri. Un settore dove possono essere trovate queste proprietà è quello dei sono combinate fra loro a formare materiali che vengono definiti con il nome di compositi. I materiali compositi utilizzati in ingegneria sono tipicamente costituiti da fibre continue annegate in una matrice, la cui funzione è quella di tenere unite le fibre che costituiscono l’elemento resistente. In natura si hanno molti esempi di questo tipo di materiali tra cui gli alberi che sono costituiti da fibre lunghe di cellulosa tenute insieme dalla lignina; così come il cemento armato, creato dalle mani esperte dell’uomo, è anche esso definito come materiale composito. Il principale motivo di introduzione dei materiali compositi nell’ingegneria aeronautica risiede nella possibilità di costruire strutture molto resistenti, molto rigide e di basso peso. In questa tesi è stato affrontato il lavoro di certificazione delle proprietà meccaniche dei materiali compositi, per uso aeronautico, mediante una campagna di prove sperimentali in conformità con le linee guida delle normative emanate dai principali enti di certificanti.
9
Introduzione ai materiali compositi
Un materiale composito può essere definito come un materiale costituito da due o più componenti, chiaramente identificabili, i quali conferiscono al prodotto finito delle proprietà diverse da quelle caratteristiche dei singoli componenti., [1].
1.1. Compositi nell’ingegneria aeronautica
Il principale motivo dell’introduzione dei materiali compositi nell’ingegneria aeronautica risiede nella possibilità di costruire strutture molto resistenti, molto rigide e di basso peso. Rispetto ai materiai metallici convenzionali è possibile ottenere riduzioni di peso di una struttura anche del 25%.
Le prime applicazioni dei materiali compositi in campo aeronautico risalgono circa al 1940. Le fibre utilizzate erano tipicamente fibre di vetro in resina epossidica; tipiche strutture erano superfici di controllo e allestimenti interni. Inoltre la fibra di vetro veniva usata anche per pale di elicotteri. Questo tipo di compositi non è adeguato per componenti di grandi dimensioni, poiché nonostante la buona resistenza meccanica, in relazione al suo peso specifico, presenta bassa rigidezza. Negli stessi anni fu costruita per lo Spitfire una fusoliera in Gordon Aerolite, un materiale costituito da fibre di lino non ritorte in resina fenolica. Il progetto fu abbandonato a favore della soluzione metallica, facilmente industrializzabile in tempi brevi. Circa nel 1960 furono messe a punto fibre di carbonio in Inghilterra e fibre di boro negli Stati Uniti. Con queste fibre è possibile costruire strutture che, oltre ad essere leggere e resistenti, sono anche molto rigide. Diversi velivoli militari Americani, F-111, F-4, F-14, F-15 hanno parti strutturali (principalmente piani di coda) in fibra di boro/resina epossidica. Successivamente, nel 1975, anche negli Stati Uniti si sono imposti i compositi in fibra di carbonio/resina epossidica, Gr/Ep, principalmente a causa
10 dell'elevato costo delle fibre di boro (un pre-impregnato in carbonio costava, nel 1979, 80 Euro/Kg, contro i 350 Euro/Kg dei pre-impregnati in fibre di boro). Nell'F-16 il 3% del peso della struttura è costituito da Gr/Ep; nell'F/A-18 tale percentuale sale al 9%, nell'AV-8B (Harrier) al 26%. Il Tornado ha il taileron in Gr/Ep, mentre nel Mirage 2000, Fig 1.1, sono presenti sia compositi in fibra di carbonio che compositi in fibra di boro. In campo civile l'adozione di materiali compositi è avvenuta in tempi successivi, poiché il settore militare è in genere più disponibile a sopportare i costi di sviluppo di nuovi materiali e ad accettare i rischi connessi con la loro utilizzazione; attualmente anche in campo civile l'interesse per i materiali compositi è continuamente crescente.
Fig.1. 1: Mirage 2000, [2]
Il Boeing 737 ha gli spoilers in Gr/Ep; alcuni di questi elementi hanno superato le 22.000 ore di volo senza particolari problemi. Nella Tab1.1 sono riportati alcuni esempi di strutture primarie e secondarie di velivoli realizzate in Gr/Ep, unitamente al risparmio in peso ottenuto rispetto alla soluzione metallica convenzionale. La Fig.1.2 mostra la
11 utilizzazione di materiali compositi nella struttura del Boeing 767 (1981); in questo velivolo sono stati utilizzati anche compositi ibridi fibra aramidica-fibra di carbonio. Uno degli svantaggi delle fibre aramidiche è la bassa resistenza a compressione, che può essere mitigata con compositi ibridi.
Type of structure Component Weight Saving (%)
Secondary
McDonnell-Douglas DC-10 rudder 26.8 %
Boeing 727 elevator 25.6 %
Lockheed L-1011 aileron 26.3 %
Primary
McDonnell-Douglas DC-10 vertical tail 20.2 %
Boeing 727 horizontal tail 27.1 %
Lockheed L-1011 vertical tail 27.9 %
Tab.1. 1: Gr/Ep demonstrators in ACF-E program, [1]
12 Oggigiorno questo modello è in procinto di essere sostituito con il Boeing 787 Dreamliner, Fig 1.3, primo modello della categoria di trasporto medium-long range ad avere le strutture primarie fusoliera e ali per almeno il 50% in peso in Gr/Ep. Nella storia dell’impiego dei materiali compositi nel campo aeronautico già nel 1986 il Beech-craft Starship fu il primo aereo la cui struttura è interamente costruita in materiali compositi in fibre di carbonio, ma non era destinato al trasporto civile in quanto nasceva per uso militare e solo in un secondo momento venne commercializzato per impieghi di trasporto civile (aereo privato). Anche il Rutan Voiger (1984), velivolo bi-posto progettato per il giro del mondo no-stop, aveva una struttura virtualmente tutta in composito.
Fig.1. 3: Materiali e loro percentuale di utilizzo nel Boeing 787, [2]
Nel 2007 anche Airbus con il gigantesco A380, per ridurne il peso, ha adottato il 25% in peso di compositi strutturali, ottenendo così un risparmio di ben 30 t. Nella realizzazione dell’A380 sono stati utilizzati vari compositi termoindurenti rinforzati con fibre di carbonio, vetro e quarzo, compositi a matrice termoplastica (per bordi di uscita delle ali) e di glare (fiberglass reinforced aluminium), [37]. I materiali compositi vengono utilizzati
13 anche in veicoli di impiego spaziale; lo Space Shuttle ha la porta cargo, una struttura lunga 15 m, in Gr/Ep. Uno dei vantaggi dei materiali compositi negli impieghi spaziali, oltre la diminuzione del peso, è costituito dal basso coefficiente di dilatazione termica, che garantisce stabilità dimensionale anche con forti escursioni termiche. Nella Tab.1.2 sono riportati ulteriori esempi di applicazione di materiali compositi mentre in Fig.1.4 si riporta l’andamento nel tempo dell’impiego dei principali materiali per costruzioni aereonautiche.
Aircraft Composite Application
F-14 B/Ep Horizontal tail skin
F-15
B/Ep Horizontal tail skin
B/Ep Vertical tail skin
Gr/Ep Speed Brake
F-16
Gr/Ep Horizzontal tail skin
Gr/Ep Vertical tail skin
Gr/Ep Control surfaces
F/A-18
Gr/Ep Wing skin
Gr/Ep Horizontal tail skin
Gr/Ep Vertical tail skin
Gr/Ep Control surfaces, speed brake Gr/Ep Dorsal cover, avionics bay door
AV-8B
Gr/Ep Wing skin and substructure Gr/Ep Horizontal tail skin
Gr/Ep Foward fuselage
Gr/Ep Control surfaces
X-29 Gr/Ep Wing skin
Boeing 757&767 Ar-Gr/Ep Control surface
Gr/Ep Fairings, undercarriage doors, cowlings Learn Fan 2100 Gr/Ep "Almost all" of structure
14 Fig.1. 4: Evoluzione negli anni dell’impiego dei materiali da impiego aereonautico, [2]
1.2. Fibre di rinforzo: terminologia, tipi di fibre, loro
produzione e caratteristiche
I materiali compositi devono il loro equilibrio, unico, delle proprietà alla combinazione di matrice e fibre di rinforzo; quest’ultime costituiscono un sistema che è responsabile di alcune proprietà strutturali come resistenza e rigidezza. Una tendenza generale è quella che indica come fibre maggiormente resistenti quelle con i diametri più piccoli. [1]
1.2.1. Terminologia
Nell’ambito dei materiali costituiti da fibre è ormai affermato l’uso di una terminologia appartenente all’industria tessile, perciò è utile dare le seguenti definizioni:
15 - Filament (filamento o singola fibra), è la base degli elementi strutturali fibrosi. È caratterizzato da una lunghezza molto superiore al suo diametro (che solitamente è 5-10 μm);
- Yarn (filato), è un piccolo fascio di filamenti continui, generalmente meno di 10.000. Le fibre sono debolmente tenute insieme quanto basta per renderle facilmente maneggiabili come una singola unità e possono essere intrecciate fra loro per accrescere l’integrità del fascio. Generalmente non si producono yarns troppo complessi poichè la torsione eccessiva riduce la possibilità di penetrazione della resina nelle cavità, che in questo modo si sostituisce all'aria presente (wet-out). D'altronde una leggera torsione compatta lo yarn e ciò favorisce la formazione di un composito con alto contenuto di fibre.
- Tow o Roving, largo fascio arrotolato di filamenti continui, non intrecciati, come un nastro. Il numero di filamenti presenti in questo fascio varia da 3000, 6000 o 12000 (3K, 6K o 12K tow). Nastri del tipo 12K sono quelli più economici mentre quelli da 3K sono i più costosi, [3].
- Woven roving e Cloth (tessuto), è una struttura tessuta piana prodotta con yarn e roving; entrambi possono essere tessuti ("woven roving" e "cloth"). Il primo tipo sfrutta efficacemente la resistenza delle fibre ma può produrre compositi ad alto contenuto di resina poichè il roving non è compatto; viene utilizzato per produrre rapidamente forti spessori in composito, anche perchè si riempie facilmente con la resina. Il cloth è leggermente meno resistente rispetto al roving a causa del lieve danneggiamento che si produce arrotolando le fibre e anche a causa della torsione delle fibre stesse. Anche il cloth viene bagnato bene dalla resina e, poichè è compatto, da esso si ottengono laminati ad alto contenuto di fibre. Durante il processo di tessitura sia il roving che il cloth possono essere prodotti in una grande varietà di forme; il rapporto fra il numero di filamenti nella direzione trasversale (trama, welf) e il numero di filamenti nella direzione longitudinale (ordito, warp) può variare da unidirezionale quasi puro, nel quale il numero di filamenti della trama è il minimo indispensabile per
16 tenere unito il tessuto, fino al caso di uguale numero di filamenti nella trama e nell'ordito.
1.2.2. Tipi di fibre
La resistenza di un materiale fragile è dominata dalla eventuale presenza di difetti; la probabilità di trovare un difetto di certe dimensioni dipende dal volume di materiale esaminato, per cui una singola fibra, che ha un volume molto piccolo, appare molto più resistente rispetto alle caratteristiche nominali del materiale di cui è composta. Per materiali cristallini la resistenza e il modulo elastico sono influenzati dall'orientamento dei cristalli nella fibra, ad esempio nelle fibre di carbonio i cristalli di grafite sono orientati nel senso della fibra e questo produce una maggior resistenza. Anche la densità del materiale di cui sono composte le fibre è un parametro molto importante, se il risultato finale deve essere un composito di basso peso ed elevata resistenza. Fibre leggere si ottengono generalmente da elementi con basso numero atomico, come carbonio, azoto, ossigeno, berillio, boro e silicio; fra queste le fibre di vetro (principalmente silicio e ossigeno), sono già considerate pesanti. I principali materiali dai quali attualmente è possibile ottenere, in modo economico, fibre da utilizzare in materiali compositi sono:
- vetro (Electrical) e (S, high-strength), - carbonio,
- boro,
- poliamidi aromatiche (aramidi), - polietileniche,
- ceramiche (quarzo, carburo di silicio),
- metalliche, (fibre di vetro e fibre di carbonio, vengono “metallizzate”, cioè rivestite con uno strato di metallo per le applicazioni in cui è necessaria una maggiore conduttività elettrica),
17 - whiskers (fibre costituite da un solo cristallo, in genere si usa boro, carburo di boro,
allumina, carburo di silicio e nitruro di silicio).
Altri materiali per i quali esiste un crescente interesse sono allumina e carburo di silicio.
Alcune proprietà di questi materiali sono riportate nella Tab1.3. I valori di resistenza e modulo elastico delle fibre sono molto elevati, gli stessi valori relativi ai materiali compositi sono molto più bassi essendo presente la matrice e non potendo disporre tutte le fibre nella stessa direzione. I vantaggi che si possono ottenere rispetto ai materiali convenzionali sono comunque sempre considerevoli.
Material Specific Gravity Tensile Strength [GPa] Elastic Modulus [GPa] Specific Strength [ GPa] Specific Modulus [GPa] Aluminum L65 alloy (similar to 2014-T6) 2.8 0.46 72 0.17 26 Titanium DTD 5173 (similar to Ti-6Al-4V) 4.5 0.93 110 0.21 24 Steel S97 alloy (similar to 4340) 7.8 0.99 207 0.13 27 E-glass 2.54 2.6 84 0.98 33 S-glass 2.49 4.6 72 1.85 29 Carbon (graphite), type I 2.0 1.9 400 0.95 200 Carbon (graphite), type II 1.7 2.6 200 1.52 118 Boron 2.5 3.5 420 1.40 168 Aramid (Kevlar) 1.44 2.8 130 1.94 90
18 Si riporta di seguito una breve trattazione sulle fibre di carbonio poiché sono quelle dei compositi testati durante l’attività sperimentale di laboratorio.
Fibre di carbonio. Le fibre di carbonio costituiscono il rinforzo più comune per compositi
avanzati, per le loro proprietà di basso peso, elevata resistenza ed elevata rigidezza.
Con un adeguato orientamento delle fibre, i compositi in fibra di carbonio possono essere utilizzati per creare elementi strutturali più forti e più rigidi di quelli che si otterrebbero con soluzioni in acciaio a meno della metà del peso.
Esistono diversi tipi di fibre di carbonio, Le fibre di carbonio sono classificate in tre categorie sulla base del materiale di partenza: PAN poliacrinonitrile, pece e fibre basate sul rayon.
Le fibre ottenute da PAN sono disponibili da molti anni; per alcune piccole varietà di modulo, sono state sviluppate grandi basi di dati grazie al loro impiego nei programmi aereonautici e aerospaziali. Fibre con moduli sopra 130 Msi (897 GPa) sono disponibili in commercio, [3]. Essi sono disponibili nei moduli di grado standard, intermedio e elevato. Il processo PAN è mostrato in Fig.1.6; tale processo può essere ottimizzato per produrre fibre ad alta resistenza, (HS, high-strength) o ad alto modulo (HM, high-modulus).
19 I due termini “carbonio” e “grafite” sono spesso considerati sinonimi, ma esistono delle differenze. Le fibre di carbonio prodotte con il procedimento PAN contengono 93-95% di carbonio, mentre le fibre di grafite contengono tipicamente il 99% di carbonio; la principale differenza risiede nella temperatura di fabbricazione o di trattamento termico. Le fibre con procedimento PAN sono prodotte ad una temperatura di 1315°C, mentre le fibre ad alto modulo sono grafitizzate da 1900 a 3000°C.
Le fibre di grafite hanno elevata resistenza e alto modulo e mantengono queste proprietà ad alta temperatura, ma reagiscono con molti metalli durante la fabbricazione e l'uso ad alta temperatura; sono in assoluto le più rigide, la loro rigidezza è 1.5-2 volte superiore rispetto a quella dell'acciaio (3volte per fibre prodotte a livello sperimentale) e teoricamente tale valore potrebbe arrivare a 5. La stessa fibra è un composito: solo una parte del carbonio è convertito in piccoli cristalli di grafite orientati secondo l'asse della fibra. Si noti che ad un maggior contenuto di grafite corrisponde una maggiore rigidezza, ma anche una minore resistenza. [3]
Le fibre di pece sono più recenti, mentre non sono forti come le fibre di PAN, la facilità con cui possono essere lavorate ed un modulo più alto le rende adatte per applicazioni critiche da un punto di vista della rigidezza. Il costo delle fibre è elevato, poiché il costo è principalmente legato alla produzione delle fibre e non al materiale di partenza, [3].
Le fibre di carbonio basate su un precursore non hanno le elevate proprietà meccaniche disponibili in PAN e nelle fibre a base di pece, e recentemente sono state usate abbastanza esclusivamente come rinforzo nei compositi C/C per colli di ugelli di razzi, freni di aerei, [3].
Il principale inconveniente delle fibre di carbonio è il costo, da notare che le fibre di carbonio più economiche e di bassa qualità sono molto più costose delle fibre di vetro. I processi di carbonizzazione e grafitizzazione richiedono un accurato controllo del processo, tempi lunghi, materiali e energia. Un secondo inconveniente di queste fibre è la fragilità, che si accentua nei compositi poiché tipicamente anche le matrici sono fragili,
20 come ad esempio lo è la resina epossidica. La resistenza all'impatto di questi compositi è bassa, inoltre la fibra di carbonio è un conduttore elettrico quindi esiste la possibilità di corrosione galvanica nel contatto con metallo. Per questo motivo nelle aree di contatto carbonio/alluminio, quando non è possibile evitarlo, è buona regola interporre alcuni strati di fibra di vetro, in modo da proteggere l’alluminio. Questi strati possono essere limitati alle sole aree di contatto e uniti alla fibra di carbonio con lo stesso processo di laminazione con il quale è costruito il componente. I laminati dei compositi di carbonio offrono un limite di fatica di gran lunga superiore all’alluminio, insieme con lo smorzamento delle vibrazioni superiori.
Un aspetto particolare delle fibre di carbonio è il valore negativo del coefficiente di dilatazione termico lineare, che diventa sempre più negativo con moduli crescenti. È possibile, orientando opportunamente le fibre, produrre compositi con un coefficiente di dilatazione lineare nullo. I prodotti delle fibre di carbonio sono disponibili come preimpregnato, e altre forme di prodotti standardizzati. [3]
Il carbone o la grafite sono disponibili generalmente in 3 forme:
HTS – High tensile strength fiber
F = 350 ksi ( 2.4 GPa) and E = 30 Msi (207 GPa) HM – High modulus fiber
F = 20 ksi ( 1,35 GPa) and E = 50 Msi ( 345 GPa) UHM – Ultra high modulus fiber
F = 150 Ksi ( 1,03 GPa) and E = 70 Msi ( 483 GPa).
1.3. Tipi di matrici e loro caratteristiche
In un materiale composito la matrice svolge quattro ruoli fondamentali:
mantiene unite le fibre
21 le protegge dall'ambiente esterno, impedendo il contatto con umidità, agenti corrosivi e ossidanti, che possono portare all'infragilimento e alla rottura prematura del componente
fornisce resistenza alla propagazione di fessure e al danno da impatto
Il materiale ideale per una matrice è un liquido a bassa viscosità che può essere trasformato in un solido resistente, fortemente ancorato alle fibre di rinforzo. La matrice ideale deve avere buona resistenza a trazione, elevato modulo elastico, resistenza a taglio, resistenza a frattura e ad impatto; deve resistere a degrado termico e a creep alla temperatura di esercizio. Il legame con le fibre, o con l'agente di accoppiamento, deve essere forte. Deve resistere al degrado da parte di umidità, agenti chimici e solventi; deve presentare basso ritiro durante il processo di formatura del composito. Sono auspicabili anche un lungo tempo di conservazione, basso peso specifico e basso costo. La funzione delle fibre è quella di sostenere il carico, ma le proprietà meccaniche della matrice possono influenzare notevolmente il modo e l'efficacia con cui le fibre operano. Ad esempio, in assenza della matrice, le fibre più dritte sono quelle più sollecitate; la funzione della matrice è quindi anche quella di ridistribuire il carico fra le fibre in modo da ottenere una condizione di deformazione uniforme. Questi carichi vengono trasmessi per taglio e ciò richiede una buona adesione fra fibre e matrice, unitamente a certe proprietà di resistenza e rigidezza a taglio della matrice. Poichè il carico viene prevalentemente sopportato dalle fibre, l'allungamento globale del composito è limitato dall'allungamento a rottura delle fibre, che è dell'ordine di 1-1.5%; ovviamente la matrice non deve criccarsi a questi livelli di deformazione.
Si possono distinguere due categorie di matrici: metalliche e organiche.
Le matrici metalliche possono essere in genere in alluminio, titanio, magnesio mentre le matrici organiche sono costituite da resine.
I sistemi di resina utilizzati per compositi avanzati tendono a comportarsi in modo fragile con basse deformazioni a rottura e alto modulo, se confrontate con resine utilizzate in materiali non rinforzati. Nella direzione ortogonale alle fibre le proprietà del composito sono dominate dalle proprietà della matrice e dalla adesione fra fibre e matrice e, per quanto possibile, si deve evitare l'applicazione di carichi in questa direzione. Se la direzione del carico è chiaramente identificata, un accurato allineamento delle fibre e l'uso
22 di matrice con alto modulo e alta adesione con fibre, consente di sfruttare meglio le proprietà meccaniche delle fibre. Viceversa, se la direzione del carico non è chiaramente definita, o se il sistema produttivo non garantisce il perfetto allineamento delle fibre, è preferibile utilizzare una matrice meno rigida, ma più resistente a frattura.
Le resine si distinguono in due categorie:
Termoindurenti Termoplastiche
Termoindurenti: induriscono in modo irreversibile in seguito alla reazione con un
opportuno agente chimico, la reazione (curing) può avvenire ad alta temperatura (da cui il termine “termoindurente”), ma esistono resine “curabili” anche a temperatura ambiente, [1]. Le matrici sono reticolate tramite un processo chiamato curing mediante il quale la resina allo stato fluido subisce una serie di trasformazioni passando per uno stato gelificato o gommoso sino a passare allo stato vetroso.
La Fig. 1.7 mostra il diagramma di stato generalizzato TTT (Time-Temperature-Transformation) ottenuto da esperimenti isotermici di un tipico processo che non coinvolge separazioni di fase. Si vedano i quattro distinti stati del materiale (liquido, elastomero, vetro non gelificato e gelificato) che si incontrano durante il curing. Si possono riscontrare tre temperature critiche.
Esse sono:
Tg∞ la temperatura massima di transizione vetrosa per sistemi completamente
vulcanizzati1;
gel Tg la temperatura isotermica alla quale la gelificazione e la vetrificazione
avvengono simultaneamente;
Tgr, la temperatura di transizione vetrosa dei reagenti.
1
La vulcanizzazione è un processo di lavorazione della gomma, la quale viene legata chimicamente allo zolfo mediante riscaldamento. Attraverso questo processo, inventato da Charles Goodyear nella prima metà del XIX secolo,[34], si ottiene un materiale elastico e poco rigonfiabile se tenuto a contatto con solventi organici. Oggi per "vulcanizzazione" si intende qualsiasi processo chimico, anche diverso da quello originario inventato da Goodyear, che ottenga risultati analoghi.
23 Se un materiale è vulcanizzato isotermicamente sopra la Tg∞, il liquido gelifica per formare
un elastomero, ma non vetrifica in assenza di degradazione. Un processo di cura isotermico svolto ad una temperatura intermedia tra la gel Tg e la Tg∞ causa, invece, prima la
gelificazione e poi la vetrificazione. Se le reazioni chimiche sono smorzate dalla vetrificazione ne segue che la resina non sarà completamente polimerizzata. Alla temperatura di gel Tg, si ha vetrificazione appena il materiale gelifica. A temperature al
disotto della gel Tg,, ma sopra la Tgr, il liquido viscoso può vetrificare semplicemente
tramite un aumento del peso molecolare e, se le reazioni chimiche sono congelate dalla vetrificazione, il materiale non gelifica. Nella Figura 1.5 si nota che il tempo che occorre per passare allo stato vetroso fra la Tgr e la Tg passa attraverso un massimo. Questo
comportamento mostra come la viscosità della resina dipenda dalla temperatura e dal durata del processo di cura. Se la temperatura di immagazzinamento è sotto la gel Tg, il
fluido si converte in un solido vetrificato di basso peso molecolare stabile, ma che può essere ancora liquefatto tramite calore e, quindi, vulcanizzato. Sopra la gel Tg il materiale
immagazzinato avrà invece una vita finita per i susseguenti processi. In generale, se la
Tcuring < Tg∞ il materiale vetrifica e non è possibile una conversione chimica completa.
Di solito il materiale viene post-cured sopra la Tg∞ per sviluppare l’optimum delle
proprietà. Per alcuni materiali polimerici, la Tg∞ può essere sopra i limiti di stabilità
24 Fig.1. 6: Diagramma TTT nel processo di curing
Di questo tipo di resine le più utilizzate nei compositi sono epossidiche, poliestere, vinilestere e fenoliche.
Le resine termoindurenti si combinano bene con i rinforzi, hanno buona resistenza, ma l'allungamento a rottura è relativamente basso. L’interesse per queste resine risiede anche nel loro maggior allungamento a rottura rispetto alle resine termoindurenti. Le fibre di carbonio più recenti presentano allungamenti a rottura superiori rispetto a quelli ottenibili con le resine termoindurenti, per cui la resina, e non più la fibra, può essere l’elemento critico dal punto di vista dell’allungamento a rottura.
Altre possibili matrici utilizzate nei compositi per applicazioni ad alta temperature (elementi frenanti e parti di motori) sono il carbonio e i metalli. La resina poliestere è la
25 più comune e viene utilizzata per compositi poco sollecitati. Con resine epossidiche è possibile produrre compositi caratterizzati da elevata resistenza e rigidezza. Attualmente si cerca di sviluppare resine utilizzabili ad alte temperature e meno sensibili all’umidità. Alcuni dati comparativi fra le diverse resine sono riportati nella Tab.1.4.
Property Epoxy RT Cured
Epoxy Heat Cured
Epoxy
Advanced Polyester Phenolic
Specific gravity 1.1-1.3 1.2-1.4 1.3 1.2 1.2-1.3
Tensile strength [MPa] 50-70 70-90 60 50-60 50-60
Tensile modulus [GPa] 2.0-3.0 2.5-3 3.5 2.0-3.0 5-11
Elongation to failure % 2.0-6.0 2.0-5.0 2 2.0-3.0 1.2
Compression strength
[MPa] 80-100 120-130 300 120-140 70-200
Max. operating
temperature [°C] 70-100 100-180 180 60-80 100-125
Tab.1. 4: Confronto fra le proprietà delle resine
In campo aeronautico, ma poi applicato anche al resto dell’ingegneria industriale in applicazioni composite, è stato aggiunto un miglioramento nel ciclo di curing, l’uso dell’autoclave. L’autoclave è un recipiente in pressione nel quale viene introdotta la struttura (sempre sostenuta dalla stampo) per effettuare il ciclo di curing. Temperature e pressioni tipiche sono 150-180°C e 10 bar. Il ciclo di curing ad alta temperatura migliora le proprietà dei compositi ed aumenta la resistenza in ambiente umido. Temperature inferiori (120 °C) vengono utilizzate nel caso di incollaggi metallo-composito per limitare gli effetti dei diversi coefficienti di dilatazione. Per poter applicare pressione alla struttura è necessario isolarla dall’ambiente con un foglio di materiale plastico che viene sigillato lungo il contorno delle stampo; tramite una valvola si crea il vuoto nel sacco (sacco a vuoto), pre-compattando in questo modo il prodotto. Per facilitare l’aspirazione dell’aria all’interno del sacco vengono sistemati dei feltri di traspirazione. All'interno del sacco
26 vengono collocate delle termocoppie per verificare la temperatura. I tempi tipici del ciclo in autoclave sono dell'ordine di qualche ora. E’ importante rilevare che durante il ciclo di curing il manufatto non ha ancora rigidezza propria per cui, escluse le forme banali come ad esempio una superficie piana, è necessario predisporre delle attrezzature che evitano al manufatto di collassare per effetto della pressione in autoclave. Gli stampi sono in acciaio o in lega di alluminio; per piccolissime serie o produzioni prototipali si possono utilizzare anche materie plastiche, legno, materiali ceramici o compositi in fibra di vetro. La scelta del materiale dello stampo dipende da molti fattori, primo fra tutti il numero di componenti da produrre. Gli stampi metallici sono precisi, semplici da sigillare, non si danneggiano durante la pulitura che segue la fabbricazione di ciascun elemento, ma hanno anche costo elevato e coefficiente di dilatazione superiore a quello del composito. L’alluminio è il materiale maggiormente utilizzato, essendo leggero e economico da lavorare; è comunque il materiale metallico che massimizza i problemi di dilatazioni termiche. Acciai e superleghe (Inconel) sono i materiali utilizzati per stampi destinati a lavorare ad alte temperature (stampi per resine termoplastiche). Gli stessi materiali compositi sono interessanti come materiali per la costruzione di stampi di grandi dimensioni, poiché permettono di risolvere il problema della differenza fra le dilatazioni termiche di stampo e prodotto.
La vita di questi stampi è più breve di quella degli stampi metallici, ma è comunque stimabile nell’ordine di 500 pezzi prodotti. Per gli stampi metallici la vita è praticamente infinita. Esistono anche stampi in materiale composito rivestiti con uno stato di metallo (tipicamente nickel) depositato elettroliticamente o con spray.
Termoplastiche: In alternativa alle resine termoindurenti esistono le resine termoplastiche,
le quali perdono rigidezza se riscaldate, ma induriscono nuovamente a temperatura ambiente. Questi materiali sono particolarmente adatti per processi automatici e non richiedono ciclo di curing, è infatti possibile riscaldare il materiale, formarlo e lasciarlo raffreddare. Si può ripetere il ciclo, ma per un numero limitato di volte poiché troppi riscaldamenti possono degradare le resine. Tipicamente i termoplastici vengono utilizzati con fibre corte e non con fibre lunghe e anche per questo motivo la loro resistenza è più bassa. Tipiche resine termoplastiche sono le poliammidi, i policarbonati e i polisolfati, che
27 vengono rinforzate con fibre corte (1-25 mm) di vetro o carbonio. In questi materiali il contenuto di fibre è relativamente basso (inferiore al 40% in volume) a causa delle difficoltà che altrimenti sarebbero connesse con lavorazioni di stampaggio e iniezione. In particolare le fibre tendono a rompersi durante questi processi e sono abrasive per le attrezzature. Le proprietà di questi materiali generalmente non sono adeguate per applicazioni aeronautiche, particolarmente poichè molte resine termoplastiche hanno limitata resistenza al calore e ai solventi. Una delle poche eccezioni è il polietere-etere-chetone (PEEK), il quale è disponibile come un pre-impregnato contenente fibre di vetro o di carbonio. Il PEEK può essere prodotto in forma amorfa o semicristallina; la temperatura di transizione vetrosa è di 143°C, la temperatura di fusione di 323°C. Questo materiale viene lavorato a temperature di 300-400°C con pressioni di 700-1500 kPa. Le proprietà interessanti di questo materiale sono basso assorbimento di umidità (0.4%) e alta fracture toughness. Le resine termoplastiche presentano in genere elevato allungamento a rottura, fino al 10% contro 1-2% delle resine termoindurenti, elevata fracture toughness e resistenza all'impatto.
Si riporta di seguito una breve trattazione sulle resine epossidiche poiché quella usata come matrice per i compositi testati, durante l’attività sperimentale di laboratorio, appartiene a questa categoria.
1.3.1. Resine epossidiche
Le resine epossidiche sono molto utilizzate per la produzione di compositi avanzati, circa i 2/3 della produzione aeronautica di compositi riguarda le resine epossidiche. Le resine epossidiche si presentano come un liquido viscoso di colore giallo chiaro e sono tendenzialmente fragili, ma possono essere formulate in vario modo per ottenere particolari proprietà. La viscosità può variare notevolmente e questo consente di scegliere la resina più adatta per una certa applicazione. Inoltre tollerano bene scostamenti dal ciclo di fabbricazione ideale, presentano basso ritiro, hanno buone proprietà meccaniche, buona
28 resistenza agli agenti chimici, buona adesione alle fibre, stabilità in ampio intervallo di temperatura e buona resistenza in ambiente umido.
Alcuni nomi commerciali sono Epikote o Epon 828 DOW DER 331, Araldite F, 6010 ecc. Tutte le resine epossidiche possono essere autipolimerizzanti, utilizzando un appropriato catalizzatore, anche se in molte applicazioni si utilizzano agenti di "curing" per modificare la temperatura di transizione vetrosa. Sistemi di resina con ciclo di curing a temperatura ambiente, utilizzando poliamidi alifatiche come agente di curing, non possono essere utilizzati a temperature superiori a 50 °C. Con un trattamento di postcuring a 100 °C la massima temperatura di impiego aumenta a 90-100°C. Utilizzando come agenti di curing poliamidi aromatiche o anidridi il ciclo di curing si effettua a temperature di 100-150 °C e con un eventuale postcuring a 150-250°C si ha una temperatura massima di impiego di 100- 250°C. Il ciclo di curing può essere accelerato con catalizzatori, ma rimane sempre più lento di quello delle resine poliestere. Un uso eccessivo di catalizzatori è sconsigliabile poichè il ciclo di curing delle resine epossidiche è fortemente esotermico, per cui ne può risultare una degradazione termica della matrice, particolarmente per forti spessori.
Le proprietà finali della matrice, definite dalla resina e dall'agente di curing, possono essere modificate aggiungendo:
Diluenti, che migliorano la bagnabilità delle fibre, ma che riducono la temperatura massima di impiego del composito
Flessibilizzanti, che riducono il modulo elastico della resina e aumentano l'allungamento a rottura
Agenti che, precipitando nella matrice sotto forma di particelle gommose, rallentano la propagazione di difetti nella matrice
29
Resistenza all’ambiente
Una delle funzioni della resina è quella di proteggere le fibre dall'ambiente esterno; particolarmente dannosi da questo punto di vista sono i raggi ultravioletti (UV) e l'umidità contenuta nell'aria. In tutte le resine contenenti gruppi aromatici i raggi UV producono scissioni nei legami interni; da questo punto di vista le resine fenoliche sono le più sensibili, seguite dalle resine epossidiche, mentre le resine poliestere sono meno sensibili. Conseguentemente, le resine devono essere protette dai raggi UV con vernici. L'attacco da parte dell'umidità è un problema più difficile; l'infiltrazione di acqua nella interfaccia fibra-resina produce scollamenti con una conseguente perdita di resistenza e rigidezza del composito. Le resine epossidiche mostrano maggior sensibilità a questo fenomeno che non le resine fenoliche. L'intrappolamento di acqua in cavità o cricche è dannoso sia alle basse temperature, poichè la formazione di ghiaccio produce ulteriori criccature nella matrice, sia alle alte temperature, a causa della pressione prodotta dal vapore. L'eliminazione dell'acqua intrappolata è un processo molto lento anche ad alta temperatura. I principali vantaggi associati alle resine epossidiche sono: possibilità di ottimizzare le proprietà della resina per applicazioni particolari, controllo della fracture toughness, assenza di sostanze volatili, basso ritiro, buona resistenza agli agenti chimici, buona stabilità dimensionale, buona stabilità termica e forti legami fra fibre e matrice, mentre i principali svantaggi sono: costo più elevato rispetto a quello delle altre resine, bassa velocità nel ciclo di curing ed elevata viscosità se confrontate con le resine poliestere, bassa resistenza ad alcuni materiali organici (principalmente acidi organici e fenoli), prestazioni limitate ad alta temperatura e limitata possibilità di conservazione.
1.4. Classificazione e nomenclatura dei vari tipi di laminati
Le combinazioni fibra/matrice sono disponibili in un'ampia varietà di forme di rinforzo che consentono una grande flessibilità nella progettazione. La maggior parte delle forme può essere disponibile “dry”, a secco cioè solo fibre, o preimpregnata dalla resina voluta, preimpregnated o prepreg. Nel caso di forme dry è necessario che durante la fase di lay30 up, del processo di produzione, vi sia un metodo per applicare la matrice alle fibre, a differenza di quelle prepreg che dispongono già della quantità di resina necessaria, senza richiedere ulteriori aggiunte di matrice. La resina viene pre-curata in modo da aumentarne la viscosità. L'inconveniente principale dei pre-impregnati (con resina termoindurente) è un ciclo di vita limitato, anche se mantenuti a bassa temperatura, tipicamente –18°C, poichè la resina tende a completare la polimerizzazione. A temperatura ambiente la vita del pre-impregnato è breve, ma non può comunque essere inferiore 3-6 settimane, poiché nel caso di strutture molto complesse, questo può essere il tempo necessario per l’allestimento. Il grosso vantaggio nell’uso dei preimpregnati risiede nella resina; il pre-impregnato contiene tutta la resina necessaria, per cui la fabbricazione procede sovrapponendo diversi strati di pre-impregnato, senza dover aggiungere la resina. In realtà un pre-impregnato contiene circa un 15% di resina in eccesso, necessaria per garantire l’assenza di difetti; è quindi necessario prevedere dei sistemi per il drenaggio della resina in eccesso.
Inoltre è possibile classificare queste combinazioni fibra/matrice in base al tipo di fibre usate, come mostra lo schema in Fig 1.8.
31 I preimpregnati sono disponibili in varie tipologie, di seguito ne vengono riportate alcune come esempio.
Tape unidirezionali
Tape o nastro, è una forma di fornitura di fibre molto adatta per sistemi di costruzione automatizzati, utilizzati in campo aeronautico. I nastri possono essere unidirezionali o tessuti tradizionali. Gli unidirezionali contengono solo alcune fibre di trama, necessarie per tenere insieme il nastro oppure sono forniti su un foglio inerte di supporto. Le fibre di grande diametro sono singole, mentre le fibre di piccolo diametro sono unite in tows o yarns. Le fibre possono essere fornite sia asciutte che pre-impregnate con resina, la quale facilita la manipolazione del composito.
Woven fabbrics (2 –D weaving)
Sono molto più costosi dei Tape unidirezionali, tuttavia si possono ottenere significative riduzioni dei costi durante le operazioni di manufacturing, poiché il lavoro di layup è ridotto.
Fabrics sono descritti in base al tipo di tessitura e alla densità di yarns per inch prima della direzione dell’ordito, cioè in direzione parallela alla lunghezza del tessuto, e poi in quella della trama, cioè in direzione perpendicolare all’ordito.
Unidirectional fabrics
Sono essenzialmente simili ai tape, cioè sono formati da fibre lunghe in direzione longitudinale con funzioni strutturali, e poche fibre trasversali con il solo scopo di mantenere parallele le fibre dell’ordito.
32 Plain weave
In questo tessuto si intrecciano yarns dell’ordito e della trama in rapporto 1/1. L’intreccio è fatto in modo che prendendo uno yarn della trama/ordito questa passa sopra e sotto a yarns di ordito/trama consecutivi. Questo tipo di tessitura assicura un minore scorrimento reciproco fra le fibre di trama e ordito. Tessuti piani di questo genere risultano poco flessibili e sono adatti per applicazioni di componenti piani. In compenso la resistenza è equiripartita fra le due direzioni, longitudinale e trasversale.
Satin weave
In questo tessuto si intrecciano yarns dell’ordito e della trama ma non in rapporto 1/1. L’intreccio è fatto in modo che prendendo uno yarn dell’ordito passi sotto e sopra dopo un certo numero di yarns della trama. Questo permette al satin weave di essere un tessuto con minori aperture fra trama e ordito, inoltre garantisce una maggiore resistenza in entrambe le direzioni rispetto a quella di un plain weave.
Le fibre di ordito e trama sono tessute in modo tale che non si intreccino le une con le altre, sono solamente sovrapposte; per mantenerle in posizione vi sono delle fibre di legame che le cuciono insieme al solo scopo di mantenerle ferme. In questo modo le fibre, di ordito e trama, possono sostenere carichi fino a quello di rottura e inoltre lo sforzo è trasferito efficientemente fra fibre e matrice. Con questa tecnica si producono laminati con più fibre e in minor tempo dei woven.
Stitching
Stitching o cucitura, è un processo simile al knitting tranne per il fatto che il prodotto finale risulta rinforzato nella direzione perpendicolare a trama e ordito. L’operazione di cucitura di laminati, dry o prepreg, avviene usando “ago e filo”.
33
Filament winding
È anche questo un processo per produrre compositi avanzati; consiste nell'arrotolare delle fibre continue, combinate con il sistema di resina, su un mandrino ruotante, che viene rimosso dopo il ciclo di curing del composito; se il corpo è chiuso e quindi non è possibile lo smontaggio del mandrino, si può costruire il mandrino con un metallo a basso punto di fusione, con materie plastiche solubili o con un materiale facilmente frantumabile. All’avvolgimento delle fibre segue il ciclo di curing che può essere effettuato semplicemente in aria, lasciando il pezzo in rotazione per evitare colature di resina oppure in autoclave utilizzando uno stampo costruito in due metà, sovrapponendo eventualmente una pressione dall’interno con un mandrino gonfiabile. Anche le micro-onde vengono utilizzate per effettuare il ciclo di curing di elementi costruiti con filament winding.
Braiding
Simile al filament winding, ma più economico, soprattutto per componenti complessi, è il braiding (intrecciare) con il quale è possibile produrre elementi piani o tubolari con fibre intrecciate e continue. Questa tecnica consente anche di poter essere automatizzata per high speed production.
Wrapping
Questa tecnica è una alternativa alla procedura del filament winding per la produzione di componenti tubolari. Un tessuto o un unidirezionale pre-impregnato viene avvolto su un attrezzo metallico rimovibile (mandrino) e si effettua il ciclo di curing sotto pressione con la tecnica del sacco a vuoto o altre tecniche specifiche. Con questa tecnica vengono tipicamente costruite le canne da pesca.
34
1.5. Confronto fra compositi e metalli
Dopo i primi impieghi dei materiali compositi e con il loro sempre più frequente utilizzo in passato sembrava che questi ben presto sarebbero riusciti a sostituire le leghe leggere di alluminio. Questo fatto portò i produttori di materiali metallici a migliorare i propri prodotti; ciò nonostante le riduzioni in peso del 25-35% che offrivano i compositi erano di grande interesse e mantenevano questi materiali come buoni candidati per alcune parti delle produzioni aeronautiche. Una battuta di arresto dei compositi avvenne quando negli anni ’70 la loro introduzione al settore dell’aviazione civile incontrò alcuni ostacoli.
Il primo problema era l'insicurezza generale sul modo di operare di questi materiali e sulle loro capacità di soddisfare i requisiti imposti dalle normative.
Vi erano gli elevati costi di ricerca e sviluppo, mirati alla realizzazione di prototipi da poter sottoporre a prove di volo. A questi si aggiungevano, e sono tuttora presenti, gli alti costi di acquisizione dei costituenti rispetto all'alluminio, la necessità di tecniche di lavorazione eseguite da personale altamente qualificato e i considerevoli capitali investiti nell'acquisto di attrezzature per la produzione.
Non vi era a disposizione alcun database contenente dati sulle capacità di resistenza a fatica e sui requisiti di manutenzione dei materiali compositi.
Lo sviluppo delle tecnologie richieste per l'impiego industriale dei compositi divenne l'obiettivo del programma congiunto USAF-NASA conosciuto come Long Range Planning Study for Composites (RECAST) e che ebbe inizio nel 1972. Il successo ottenuto con questi studi portò la NASA ad includerlo nel programma Aircraft Energy Efficiency (ACEE) e fu rinominato Composite Primary Aircraft Structures (CPAS).
L'obiettivo dichiarato del programma CPAS era quello di sviluppare le tecnologie e di dare confidenza ai costruttori dei velivoli dell'aviazione commerciale in modo da poter impiegare i compositi nei velivoli di nuova progettazione. Le prime includevano lo
35 sviluppo di nuove filosofie di progetto e l'instaurazione di processi produttivi convenienti dal punto di vista economico. La confidenza nell'impiego di questi materiali si sarebbe raggiunta tramite prove sulla durability dei compositi e la certificazione della FAA, [5].
1.5.1. Vantaggi e svantaggi dei compositi rispetto ai metalli
La differenza sostanziale fra compositi e metalli risiede nel loro diverso comportamento alle sollecitazione nelle varie direzioni. Mentre i metalli mostrano caratteristiche isotrope, i compositi presentano una forte dipendenza dall’orientazione delle proprie fibre poichè hanno le migliori proprietà solo lungo queste direzioni, come mostrato in Fig. 1.9.
Fig.1. 8: Rappresentazione schematica di una lamina unidirezionale: asse 1, direzione longitudinale;
asse 2, direzione trasversale nel piano della lamina; asse 3, direzione trasversale fuori dal piano della lamina;
D'altra parte, una lamina unidirezionale o un laminato simmetrico e bilanciato è assimilabile ad un materiale ortotropo, dotato cioè di tre piani di simmetria elastica mutuamente ortogonali. In alcune applicazioni, la sequenza di impilamento è tale che il
36 laminato non è neppure ortotropo, bensì anisotropo. Per definire il comportamento di un materiale ortotropo e di uno anisotropo è necessaria la conoscenza, rispettivamente, di 9 e 21 costanti elastiche, [6].
Vantaggi
Indici di bontà (resistenza, rigidezza, ecc) molto alti rispetto ai materiali metallici, e conseguente riduzione di peso delle strutture fino al 30%;
Possibilità di automatizzare i processi di produzione, ottimizzando i tempi e riducendo i costi;
Possibilità di produrre strutture integrate, eliminando così le problematiche legate alle giunzioni come corrosione e fatica a cui sono soggetti i fori dei rivetti; inoltre si risparmia sul peso della giunzione stessa;
Possibilità di orientare le fibre nella direzione voluta, permettendo di ottimizzare lo sfruttamento del materiale, evitando di irrobustire le direzioni meno sollecitate;
Elevata resistenza a fatica e possibilità di essere resi insensibili agli ambienti ossidanti; Possibilità di compiere nuovi sviluppi e miglioramenti nella produzione e nella qualità dei manufatti con spese minori rispetto a quelle che si dovrebbe sostenere nel settore dei materiali metallici, dove ormai si è giunti quasi alla maturità metallurgica.
Svantaggi
Costi elevati dei singoli materiali costituenti e del loro processo produttivo;
Impossibilità di utilizzo alle alte temperature a causa del degrado della resina, che perde le proprie proprietà al di sopra della temperatura di transizione vetrosa Tg;
Corrosione galvanica negli accoppiamenti con metalli: è necessario che le interfacce fra metalli e compositi siano opportunamente isolate elettricamente;
Controllo qualità dei manufatti molto costoso e difficoltà nella corretta localizzazione delle difettologie;
37 I manufatti in composito hanno scarsa capacità di assorbire energia e sono sensibili al
danneggiamento da impatto e alla delaminazione;
Per il settore aeronautico vi è inoltre il problema del lightning strikes, ovvero della possibilità che una superficie composita di un velivolo possa essere colpita da un fulmine. Il problema risiede nella ridistribuzione della carica elettrica al resto del velivolo che viene inibita dal carattere isolante del composito, con conseguente concentrazione di calore che degrada le proprietà meccanica del materiale. Per far fronte a questo problema, deve essere posta una griglia di metallo ad alta conducibilità elettrica nello strato più esterno del laminato composito;
Assorbono umidità, cosa che riduce le loro proprietà meccaniche; l'umidità diffonde nella matrice e determina una diminuzione della temperatura di transizione vetrosae si assiste ad una forte riduzione delle proprietà del composito dominate dalla matrice; Difficoltà di lavorazione alle macchine utensili. Poiché spesso si utilizzano fibre di
carbonio i manufatti compositi con queste fibre che richiedono lavorazioni alle macchine utensili impongono la necessità di utilizzare strumenti diamantati, molto costosi e che se utilizzati intensamente su materiali duri come il carbonio si usurano velocemente;
Infine lo smaltimento e il riutilizzo dei compositi è ad oggi un problema cui non è stato posto rimedio a causa della difficoltà di separare le fibre dalla matrice senza danneggiarle, senza considerare i costi di tale processo e la necessità di opportune infrastrutture.
38
Progettazione di componenti in composito
Grazie alla loro leggerezza, rigidità e alla possibilità di essere formati orientando le proprie fibre nelle direzioni volute dal progettista, i materiali compositi sono diventati per molte applicazioni industriali una valida alternativa alle leghe leggere. Tuttavia rispetto a queste i compositi presentano una forte anisotropia che rende difficile prevedere il loro comportamento in tutte le direzioni di sollecitazione che non siano quelle delle fibre di rinforzo. Per far fronte a questa difficoltà la progettazione di componenti in compositi richiede una stretta interazione tra progettisti, analisti e responsabili di produzione, a partire dalle fasi concettuali fino a quelle esecutive. Il progetto di una struttura in composito che risulti efficiente ed economicamente accessibile richiede la profonda comprensione delle problematiche in gioco e il tenere in considerazione ogni applicabile semplificazione.
Lo sviluppo di sofisticati modelli predittivi e di strategie di progetto, che tengano conto delle modalità di rottura e di requisiti quali il damage tolerance, costituisce la chiave per incrementare l'efficienza della progettazione di componenti in composito, [6].
2.1. Approccio generale Building block
L’orientazione delle fibre in un composito, da cui dipendono le proprietà meccaniche nelle varie direzioni del materiale, è un parametro fondamentale della progettazione.
Il comportamento delle strutture in composito caricate dipende dai meccanismi e dalle caratteristiche geometriche che sussistono a diversi livelli di scala e che contribuiscono al comportamento complessivo della struttura.
39 . diametro della fibra,
. spessore della lamina, . spessore del laminato,
. lunghezza dei dettagli strutturali (cioè giunti, variazioni di spessore, intagli), . dimensioni complessive del componente (ved Fig. 2.1).
Fig.2. 1: Livelli di scala presenti in un manufatto composito
Progettare tenendo conto dei diversi livelli di scala rende possibile ottimizzare le soluzioni progettuali; questo si concretizza nella capacità di scegliere la disposizione delle fibre e la sequenza di impilamento del laminato. Ovviamente questa capacità richiede un impiego notevole di risorse che portano il processo progettuale ad essere molto costoso.
Il progetto di una struttura aeronautica in composito avviene partendo da una fase iniziale di progetto concettuale e arriva passando da una o più fasi al progetto di dettaglio. L'approccio maggiormente affermato è costituito da un processo a stadi noto come
40 Building Block. Questa metodologia, schematicamente illustrata in Fig. 2.2, combina analisi, test e fabbricazione a ben definiti livelli di progetto.
Fig.2. 2: Approccio Building Block
Ad ogni passo, le tecniche di analisi vengono impiegate per la definizione dello stato di tensione e deformazione dell’elemento in esame, mentre gli ammissibili di progetto del materiale impiegato vengono determinati attraverso una campagna di prove sperimentali. Gli ammissibili ottenuti ad ogni passo vengono ridotti tramite opportuni fattori di sicurezza e diventano parametri di progetto per il livello successivo, permettendo la progettazione a livelli di complessità maggiore. L’entità dei coefficienti di sicurezza si basa sull’esperienza accumulata nel tempo dal costruttore. È importante evidenziare che affinché l’approccio Building Block risulti efficace è necessario che i meccanismi di rottura e di deformazione si mantengano inalterati nel passaggio da un livello di scala al successivo.
41
2.2. Requisiti di progetto
Il progetto di una struttura di impiego aeronautico deve tenere in considerazione i 3 modi principali di rottura:
Rottura sotto carico statico,
Rottura dovuta a rigidezza insufficiente (buckling o deformazioni superiori a quelle consentite),
Rottura in presenza di fessure e delaminazione.
Un componente aeronautico deve soddisfare a tutti i requisiti sopra citati, che, vista la loro importanza, vengono ora esaminati separatamente.
Progetto di robustezza
La probabilità che una struttura integra collassi sotto l’applicazione di un carico statico è estremamente bassa. Questo è possibile grazie alle recenti migliorie apportate alle tecniche di analisi dei compositi, all’impiego del fattore di sicurezza pari a 1.5, alla verifica del componente e alla prove full-scale.
Progetto di rigidezza
Si deve considerare un certo numero di problemi nella progettazione di compositi per applicazioni in cui la rigidezza costituisca il parametro dimensionante. L’anisotropia caratteristica dei materiali compositi permette di poter adattare la rigidezza strutturale ai requisiti imposti dal progetto. I laminati in base alla loro sequenza di impilamento si possono classificare come:
Laminati simmetrici, cioè laminati in cui ogni lamina con un certo angolo ne ha una corrispondente rispetto al piano di simmetria
42 Laminati bilanciati, cioè laminati in cui per ogni lamina ad un angolo +θ, ne esiste una orientata ad un angolo –θ.
Nei laminati non simmetrici o non bilanciati, si assiste all’accoppiamento tra i modi di deformazione (ad esempio accoppiamenti flessione-torsione o trazione-taglio, vedi Fig.2.3(a)); ciò apre la strada a nuove soluzioni progettuali. Purtroppo, in questi laminati l’anisotropia nelle proprietà di dilatazione termica può portare ad indesiderate distorsioni termiche, vedi Fig.2.3(b). Di conseguenza, nella pratica ingegneristica si impiegano quasi unicamente laminati simmetrici e bilanciati; inoltre, per semplificare il processo di progettazione, si utilizzano solo alcune orientazioni delle lamine, cioè quelle orientate a 0°, a ±45° e a 90°. L’impiego di lamine arbitrariamente orientate è permesso solo quando il loro uso risulti cruciale per la riduzione del peso della struttura; tuttavia, il numero di lamine con orientazioni non standard deve essere mantenuto il più basso possibile.
Fig.2. 3: Effetto delle sequenza di impilamento sul comportamento del laminato
Progetto a damage tolerance e durability
Le capacità di progetto dei compositi a damage tolerance sono tuttora oggetto di ricerca e analisi. Numerose teorie sul collasso di materiali compositi a matrice polimerica sono state proposte, ma le previsioni risultanti mettono in luce l'inadeguatezza e la scarsa flessibilità
43 di questi criteri ad adattarsi ai casi di interesse pratico. Per questi motivi, le previsioni vengono generalmente corrette sulla base di dati ricavati da prove sperimentali e si impiegano coefficienti di sicurezza di entità elevata. Le problematiche chiave in questo tipo di progetto sono: la delaminazione, la presenza di bordi liberi e di gradienti di tensione, la minor capacità di sopportazione del carico di compressione rispetto a quello di trazione, gli effetti dell'applicazione di carichi fuori dal piano del laminato e l'importanza dei dettagli strutturali. In aggiunta, i compositi sono molto sensibili al danno da impatto e le loro capacità di damage tolerance dipendono dalla duttilità della matrice, dal legame fibra-matrice e dal crack bridging, cioè un possibile meccanismo di ridistribuzione dei carichi nei compositi in presenza di una fessura che consiste nel trasferimento del carico dalle fibre interrotte a quelle integre poste in vicinanza dell'apice della cricca.
Tutti questi problemi dipendono dalla struttura eterogenea dei compositi e dalla risultante anisotropia delle proprietà elastiche. Gli approcci progettuali per ridurre la sensibilità delle strutture in composito ai fenomeni sopraddetti comprendono alcuni accorgimenti come:
minimizzare il numero di lamine adiacenti con la medesima orientazione per evitare la delaminazione;
impiegare lamine di transizione per ridurre le tensioni di bordo libero;
utilizzare, se possibile, fibre di rinforzo come Kevlar, fibre di vetro, etc. da aggiungere ai laminati in fibra di carbonio; ciò migliorerà la resistenza ad impatto, [3].
In conclusione, non esiste alcun approccio analitico in grado di predire con sufficiente accuratezza il comportamento a rottura di un composito; il progetto non si può basare solamente su analisi teoriche/computazionali, ma deve far riferimento anche ai dati ottenuti con prove sperimentali. Questa è una limitazione dell'efficacia del processo complessivo di progettazione. Inoltre, esistono altre problematiche nel progetto dei compositi che non sono riconducibili a trattazioni analitiche. Queste includono gli effetti dei carichi ciclici, l'assorbimento di umidità, gli effetti della temperatura e quelli ambientali. L'approccio utilizzato è dato dalla combinazione di prove sperimentali con conoscenze acquisite in attività precedenti. Per risolvere questi problemi aggiuntivi, si sono sviluppate matrici resistenti all'umidità e con un intervallo di temperature di impiego più ampio.
