Introduzione
Introduzione
L'introduzione e la rapida diffusione dei laminati in composito nell'industria negli ultimi 50-60 anni è dovuta ai vantaggi che si hanno usando questi materiali al posto dei metalli, ovvero l'alto rapporto resistenza/peso, l'alto rapporto rigidezza/peso, la migliore resistenza a corrosione e a carichi affaticanti ed infine il basso life-cycle cost. Tuttavia, esistono anche alcuni svantaggi legati all'uso di questi materiali e parte di questi si riscontrano in fase di produzione, come ad esempio l'elevato costo delle fibre o la “scadenza” a breve termine della matrice; altri svantaggi sono di tipo strutturale, come le basse proprietà meccaniche nella direzione dello spessore e la quasi totale assenza di deformazioni plastiche. In aggiunta a questi vi sono fattori che influenzano sia i processi di fabbricazione che le proprietà strutturali come ad esempio l'assorbimento di umidità.
La mancanza di deformazione plastica, che si ha in determinate situazioni, rende questi materiali relativamente fragili; in caso di impatto, ad esempio, un metallo può deformarsi sia elasticamente che plasticamente riuscendo a dissipare l'energia associata all'impatto, mantenendo così l'integrità strutturale. Questo non succede nei laminati, i quali tendono a rompersi fragilmente dopo aver subito deformazioni non necessariamente di grande entità.
Nell'industria aeronautica i laminati più utilizzati sono quelli in fibra di vetro e quelli in fibra di carbonio: i primi perché hanno un basso costo ed un'ottima resistenza a corrosione (sono per tali motivi impiegati diffusamente anche in campo navale), i secondi per le elevate proprietà meccaniche, che eguagliano quelle raggiunte dai migliori metalli di impiego tradizionale.
Da quanto detto finora si può quindi affermare che una delle caratteristiche che i laminati in CFPR (Carbon Fiber Plastic Reinforced) usati sia in campo civile che militare devono avere, è quella di poter conservare l'integrità strutturale in seguito ad impatti. Gli impatti a cui sono in genere soggetti i pannelli in composito sono dovuti alla caduta di utensili, a detriti sollevati durante il rullaggio dell'aereo su pista e alla grandine, sia durante il volo sia nel periodo di sosta del velivolo sulla pista. La suscettibilità all'impatto di questi materiali ha dato vita ad una grande campagna di sperimentazione rivolta da un lato alla comprensione del comportamento meccanico dei laminati e dall'altro a capire quali fattori condizionano la risposta di un laminato impattato. La ricerca, che procede ormai da quasi 50 anni, se da un lato ha permesso di gettare le basi per poter progettare strutture in composito in modo sicuro, dall'altro non è riuscita a dare una chiara spiegazione dei fenomeni che intervengono durante l'impatto. Ne risulta che la sicurezza è garantita mediante l'utilizzo di coefficienti di sicurezza molto più alti di quelli usati per i metalli e questo è un ulteriore svantaggio che andrebbe aggiunto all'elenco precedente, in quanto in
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questo modo si vanno a sacrificare in parte, e a volte anche totalmente, gli sforzi fatti per avere una struttura più leggera.
L'obiettivo del presente lavoro di tesi è quello di studiare il comportamento di un pannello realizzato in materiale composito, quando soggetto ad impatto, in funzione delle diverse condizioni di vincolo. Come sarà spiegato in seguito più dettagliatamente, gli unici impatti a cui si farà riferimento saranno quelli a bassa velocità, nei quali rientrano gli impatti descritti in precedenza, dal momento che i danni causati da questi tipi di impatto a causa della particolare struttura dei laminati non sempre sono evidenti e in questi casi si parla, infatti, di BVID (Barely Visible Impact Damage).
Il tipico danneggiamento da impatto a bassa velocità è la delaminazione, che consiste nella separazione di plies adiacenti e che compromette considerevolmente la resistenza del laminato; altri tipi di danneggiamento causati da impatto sono il debonding, la frattura delle fibre e la frattura della matrice.
Nel presente lavoro di tesi saranno discussi dapprima gli aspetti più teorici del comportamento dei laminati soggetti ad impatti e successivamente saranno prese in rassegna alcune evidenze sperimentali riportate in varie pubblicazioni che saranno poi riprese nella seconda parte della tesi, ovvero quella riguardante i test eseguiti nel laboratorio della Sezione Aerospaziale del Dipartimento di Ingegneria Civile ed Industriale (DIA). In questa fase verranno descritte le varie tipologie di prove effettuate, i problemi e le limitazioni connesse all'apparato di prova e i risultati ottenuti. Infine, i vari risultati saranno interpretati a partire naturalmente dai dati numerici relativi alle prove e con il supporto delle evidenze sperimentali riportate nella prima parte.
Nel passaggio tra la parte teorica e quella sperimentale, saranno introdotti gli aspetti normativi, che regolano l'attività di laboratorio alla luce degli aspetti teorici che governano il fenomeno. La normativa sarà riportata solo nelle parti riguardanti l'attività oggetto della tesi e non ci si dilungherà in commenti dal momento che gli aspetti teorici verranno già trattati nel primo capitolo.
Nell'introduzione degli aspetti teorici saranno omessi e considerati noti alcuni argomenti base per lo studio dei materiali compositi come la teoria dei laminati, gli effetti di bordo, la meccanica della frattura, ecc..., ci si limiterà a richiamarli, ove necessario, con delle brevi note. Ci si preoccuperà principalmente di comprendere i meccanismi che portano alla rottura un pannello e dei metodi per migliorare il comportamento all'impatto dei materiali più usati nelle strutture aeronautiche. Saranno invece tralasciati e indirizzati a studi a parte gli aspetti che riguardano la valutazione della resistenza a compressione post-impatto che è la proprietà meccanica maggiormente compromessa a seguito della formazione delle delaminazioni.
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