MATERIALI DI IMPIEGO AEREONAUTICO

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Materiali da costruzione aereonautica ISIS ARTUTO MALIGNAINI

Sezione Aer

MATERIALI DI

IMPIEGO AEREONAUTICO

Le caratteristiche, l’utilizzo e le applicazioni dei materiali in ambito civile e militare

Lorenzo Caffar Classe 3 AER D

ISIS ARTURO MALIGNANI

ABSRAT

In ambito aereonautico i materiali utilizzati sono in continua evoluzione. I materiali che si utilizzano non sono perfetti in tutto, e quindi ogni parte del velivolo ha diverse caratteristiche a seconda delle forze a cui è sottoposta pertanto si andranno a utilizzare materiali specifici.

Nella ricerca verranno illustrate molte caratteristiche dei materiali più utilizzati in ambito aereonautico che sono: acciaio, titanio, alluminio, legno, leghe leggere e i compositi.

Di questi verranno valutate tutte le caratteristiche e gli impieghi in ambito aereonautico, tenendo conto dei loro pregi e difetti di ogni materiale.

INDICE

1 Caratteristiche dei materiali pag. 4

2 Gli acciai generalizzati pag. 5

2.1 Nimonic pag. 6

2.2 Acciaio in utilizzo aereonautico pag. 6

2.2.1 ACCIAIO N701 pag. 6

2.2.2 ACCIAIO N709 pag. 6

2.2.3 ACCIAIO T200 pag. 7

2.2.4 ACCIAIO V145 pag. 7

2.2.5 ACCIAIO V354 pag. 7

2.2.6 ACCIAIO V720 pag. 7

2.2.7 ACCIAIO A 750 pag. 7

2.2.8 ACCIAIO N695 pag. 8

2.2.9 ACIAIO V124C pag. 8

3 Titanio pag. 8

3.1 Produzione del titanio pag. 8

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3.2 Come si è evoluto pag. 8

3.3 Alluminio nelle leghe di titanio pag. 9

3.4 Utilizzo in ambito aerospaziale e aeronautico pag. 9

3.5 Nuovi impieghi ed utilizzi pag. 10

4 Struttura del legno pag. 10

4.1 Tipologie ed applicazioni pag. 11

4.2 Tipi di legno più utilizzati e le loro principali applicazioni nelle costruzioni

aeronautiche pag. 12

4.2.1 Abete

pag. 12

4.2.1.1 Abete bianco

pag. 12

4.2.1.2 Abete rosso

pag. 12

4.2.1.3 Sitka Spruce

pag. 13

4.2.1.4 Douglas

pag. 13

4.2.2 Frassino bianco

pag. 13

4.2.3 Balsa

pag. 13

4.2.4 Tiglio

pag. 13

4.2.5 Betulla bianca

pag. 13

4.2.6 Mogano

pag. 13

4.2.7 Acero

pag. 14

4.2.8 Quercia

pag. 14

4.2.9 Pino bianco

pag. 14

4.2.10 Noce nero

pag. 14

4.2.11 Pioppo giallo

pag. 14

4.2.12 Faggio

pag. 14

4.3 Colle pag. 14

5 I materiali compositi

pag. 15

5.1 Principali tipi di fibre pag. 16

5.2 Principali tipi di matrici pag. 16

5.3 Dalla lamina al laminato pag. 17

5.4 Le strutture a sandwich (metallo – nido d’ape) pag. 17

5.5 Produzione dei materiali compositi pag. 18

6 Alluminio pag. 19

6.1 Leghe Alluminio pag. 19

6.2 Gruppo 2XXX pag. 20

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6.2.1 Lega 2219 pag. 21

6.2.2 Lega 2020 pag. 21

6.2.3 Lega 2090 pag. 21

6.2.4 Lega 2024 pag. 22

6.3 Gruppo 6XXX pag. 22

6.4 Gruppo 7XXX pag. 22

6.4.1 Lega 7075 pag. 22

6.4.2 Lega 7178 pag. 23

6.4.3 Lega 7079 pag. 24

6.4.4 Leghe 7050 e 7150 pag. 24

6.4.5 Lega 7055 pag. 24

6.5 Famiglia 8XXX pag. 24

6.5.1 Lega 8090 pag. 24

6.6 Leghe alluminio Litio pag. 25

7 Leghe leggere di alluminio pag. 26

7.1 Classificazione delle leghe leggere di alluminio pag. 26

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1 Caratteristiche dei materiali

Per la costruzione di un aereo velivolo ci vuole un elevato numero di materiali e di prodotti diversi, che devono avere in materiali in campo aeronautico è l’elevata capacità di resistenza agli sforzi abbinata la loro leggerezza.

In pratica materiali utilizzabili in campo aeronautico sono tutti quei materiali che presentano un elevato rapporto resistenza meccanica/peso e che garantiscono allo stesso momento le seguenti caratteristiche:

1. Omogeneità (stesse caratteristiche in ogni direzione) 2. Resistenza alla corrosione

3. Infiammabilità

4. Resistenza alla fatica (lo sforzo affatica a cui è sottoposto il materiale deve essere noto e garantire un’dorata accettabile)

5. Reperibilità sul mercato

I materiali che soddisfano l’industria aeronautica al momento sono le leghe leggere di alluminio, di magnesio, l’acciaio, le leghe di titanio e di materiali compositi.

Esempio per la dimostrazione dei vari componenti con i quali è composto un aereo da combattimento.

Per capire meglio cosa si intende per porto resistenza meccanica/peso teniamo conto di quanto segue: l’acciaio ha una massa volumica (densità) di 7,75 Kg/dm3 entra una resistenza meccanica attrazione di 1100 N/mm2, mentre le leghe di alluminio (allo stato ricotto) hanno una massa volumi di 2,7Kg/dm3 ed una resistenza di circa 440N/mm2. Rapporti tra questi due materiali sono quasi uguali però si deve dire che l’acciaio pesa circa tre volte in più delle leghe di alluminio e resiste tre volte tanto. Quindi da quanto detto prima una lamiera d’acciaio sarebbe espressa un terzo di quella in lega di alluminio. Ciò ci fa subito capire che a parità di spessore e di peso in campo aeronautico l’acciaio non è molto utilizzato. Infatti oggi la maggior parte dei componenti strutturali di un velivolo sono di leghe di alluminio.

Un esempio per dimostrare gli utilizzi dell’acciaio, dell’alluminio, del titanio, dei compositi e di altri metalli in un aereo velivolo passeggeri.

Ogni materiale si distingue da un altro per le sue proprietà caratteristiche:

1. Proprietà fisiche (peso specifico, dilatazione termica, temperatura di fusione, conduttività termica elettrica, …)

Steel Acciaio Aluminium Alluminio

Titanium Titanio Boron

Fibre

Fibra di carbonio

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2. Proprietà meccaniche (resistenza agli sforzi: trazione, compressione, taglio, flessione, torsione) 3. Proprietà chimiche (resistenza alla corrosione)

4. Proprietà tecnologiche (possibilità, malleabilità, duttilità, temprabilità, saldabilità)

Le caratteristiche che andremo ad analizzare saranno soprattutto quelle meccaniche e quelle tecnologiche.

Principale utilizzo dei materiali negli anni. Fa capire come sono aumentati o diminuiti gli usi dei materiali.

2 Gli acciai generalizzati

Principali dati approssimativi:

Densità 7500-8000 kg/m³

Temperatura di fusione 1370-1536 °C

Resistenza 480-1100 MPa

Rapporto resistenza/peso 0,077

L’acciaio non lega ferro carbonio contenente un’ampia varietà di metalli prodotto a partire dalla ghisa, le proprietà di questa dipendono dalla percentuale di carbonio presente al suo interno che al massimo del 2%.

All’aumentare del carbonio in uno acciaio aumentano la resistenza alla rottura e la durezza, mentre, diminuiscono la resistenza agli urti e la saldabilità. L’acciaio in ambienti con la presenza di ossigeno non è ottimale, ha una differente temperatura di fusine rispetto all’alluminio. Ha una struttura chimica cubica a corpo centrato.

L’acciaio e il materiale da costruzione con più vasto impiego nel settore aeronautico.

Qui sotto riporto la tabella con i vantaggi e svantaggi dell’utilizzo di materiali in acciaio.

VANTAGGI SVANTAGGI

Basso costo Basso rapporto resistenza/peso

Elevate caratteristiche meccaniche Elevata ma sono l’unica

Superficie dura e resistente all’usura A volte sensibile alla corrosione Uno saldabilità

Ampia scelta di proprietà meccaniche

L’acciaio viene utilizzato dove ci sono limitazioni di spazio oppure sono richieste particolari doti di durezza tenacità come ad esempio nei montante alla pari, nei carrelli d’atterraggio, nei castelli motori, nelle strutture a traliccio delle fusioni avere oltre che alla bulloneria e nei cruscotti.

Gli acciai pensati per la costruzione di aereo velivoli sono acciai speciali.

Nell’acciaio che viene utilizzato sono presenti anche altri componenti come ad esempio in nichel, cromo, manganese, molibdeno. Questi vengono aggiunti in percentuali variabili in modo tale da dare diverse caratteristiche meccaniche e tecnologiche all’acciaio chiamati alliganti.

Il molibdeno, per esempio, conferisce la resistenza all’usura, mentre il cromo agisce come elemento indurente e innalza il limite di elasticità, il nichel migliora la tempra abilità e influisce favorevolmente sul carico di rottura, sulla durezza e sulla resistenza alla corrosione.

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Un gruppo di acciai molto utilizzato sono quelli inossidabili, questi sono ottenuti aggiungendo una certa percentuale di alluminio che forma con il cromo un ossido che rende utilizzabile questo in casi di corrosione.

Quindi i principali acciai sono necessariamente quelli al cromo oppure quelli nichel–cromo.

Mentre per i motori vengono utilizzati acciai resistenti ad alte temperature a base di nichel-cromo-titanio- cobalto-molibdeno con un basso tenore di ferro. Quello più utilizzato è il nimonic.

Tutti i tipi d’acciaio in campo aeronautico sono sottoposti a trattamenti termici per aumentare le caratteristiche meccaniche e protetti.

2.1 Nimonic

Nimonic è un marchio registrato della Special Metals Corporation che che fa riferimento alla famiglia di superleghe a base di nichel a basso scorrimento viscoso resistenti alla corrosione ad alta temperatura.

Le leghe di Nimonic hanno componenti maggiori al 50% di nichel e 20% di cromo con l'aggiunta di elementi come ad esempio il titanio e l'alluminio. Viene impiegato principalmente negli elementi di turbine a gas quali palette di turbina, camere di combustione, valvole per motori a pistoni di elevate prestazioni.

Le leghe a base di nichel tengono i valori di resistenza meccanica alte anche a temperature che sono l'80% di quella di fusione.

Nelle prime superleghe Nimonic, le caratteristiche meccaniche erano dovute principalmente al processo di indurimento per precipitazione. Nelle serie successive, l'aggiunta di piccole quantità (fino al 2-3%) di alluminio e titanio permisero di migliorare le caratteristiche di resistenza meccanica e scorrimento viscoso alle elevate temperature. Percentuali superiori di alluminio (fino al 6%) unite alla presenza di cromo aumentano la resistenza all'ossidazione.

2.2 Acciaio in utilizzo aereonautico

Gli acciai maggiormente utilizzati in ambito aeronautico sono quelli indicati qui sotto con la spiegazione.

2.2.1 ACCIAIO N701

È uno acciaio inossidabile, ad alta resistenza, arriva fino a una temperatura di circa 315°C. Ha una buona resistenza e forza nella direzione trasversale, ha una buona resistenza alla corrosione e tenacità. È utilizzato in superfici di grandi dimensioni.

Ha una buona tenacità e resistenza in direzione trasversale viene utilizzato per parti di pompe e Van, valvole nei sistemi ad alta pressione, azionamenti idraulici. Esso di solito richiesto nel settore aerospaziale.

Composizione chimica (valori di riferimento in%) / Composizione chimica (età media%)

C Si Mn Cr Ni Cu Nb

0,04 0,30 0,60 14,90 5,10 3,30 0,30

2.2.2 ACCIAIO N709

Acciaio inossidabile, resistenza la corrosione, alta resistenza fino a 315°C. Viene utilizzato nelle parti dell’industria aeronautica missilistica ad esempio inviti, bulloni e parti del telaio oppure anche utilizzato nei carrelli di atterraggio.

C Si Mn Cr Mo Ni Al

0,03 ≤0,08 ≤0,08 12,70 2,20 8,10 1,10

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2.2.3 ACCIAIO T200

Viene utilizzato per componenti sottoposti ad altre sollecitazioni come ad esempio nelle turbine a gas, motori, arazzi, vale i dischi di turbine, alberi, bulloni, viti, molle, riscaldatori, effusioni.

È un acciaio resistente alle alte temperature, alle sostanze chimiche e tempra abile. Ha una resistenza alla corrosione in aria fino a circa 800°C

C Si Mn Cr Mo Ni Ti V

0,05 0,25 1,5 15,00 1,30 25,30 2,10 0,30

2.2.4 ACCIAIO V145

Acciaio utilizzato per applicazioni che richiedono alti valori di trazione e tenacità in particolare sezioni trasversali, esso inoltre ha buone caratteristiche meccaniche e di tenacità. Questo materiale viene utilizzato per componenti fortemente sollecitati con grandi sezioni trasversali per aereo mobili, automobilistico e meccanico ingegneria, come alberi di trasmissione, collegamento aste, alberi a gomito.

C Si Mn Cr Mo Ni

0,30 0,30 0,50 2,00 0,35 2,00

2.2.5 ACCIAIO V354

Viene utilizzato per componenti salvabili ad alta resistenza, le temperature di esercizio di questo materiale che vanno dai -75°C a +500°C. Questo materiale ed è ben saldabile e nitrurabile. Viene utilizzato nell’industria aeronautica per viti e cilindri per utensili di estrusione.

C Si Mn Cr Mo Ni V

0,17 ≤0,20 0,95 2,00 1,40 0,90 0,25

2.2.6 ACCIAIO V720

È un acciaio con altissima resistenza in contrasto con gli acciai trattabili, esso ha avuto un incremento maggiore di nichel rispetto agli altri. I vantaggi di questo sono: un’elevata resistenza l’attrazione ottimo punto di snervamento, tenacia soddisfacente anche a bassa temperatura, resistenza alla trazione e calore superiori rispetto agli altri, nessuna modifica del trattamento termico, nessuno della carburazione o rottura, pieno indurimento anche in dimensioni superiori alla media, eminente saldabilità e semplice trattamento termico a temperature basse. Esso viene applicato in componenti altamente sollecitati. Viene impiegato in strumenti di lavoro utilizzati per il servizio di una lunga durata ed un raggiungimento termico fino a 450° come per esempio nelle macchine utensili, viti, pezzi di precisione, utensili per presse idrostatica e molto altro

C Si Mn Mo Ni Co Ti Al

≤0,005 ≤0,05 ≤0,05 5,00 18,50 8,80 0,7 0,11

2.2.7 ACCIAIO A750

Acciaio inossidabile austenitico al nichel-cromo, resistente alla corrosione fino a 400°C. Non c’è bisogno di un trattamento termico dopo la saldatura, resistente agli agenti atmosferici, al vapore, all’acqua e alle soluzioni acide o alcaline. È un materiale molto ben deformabili a freddo ed ha la possibilità di finitura lucido.

C Si Mn Cr Ni Nb

≤0,060 0,50 1,40 17,50 9.50 Min 10xC

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2.2.8 ACCIAIO N695

Viene utilizzato per sfere, rulli e anelli per cuscinetti resistente alla corrosione. È un acciaio inossidabile ad alta durezza è resistente

C Si Mn Mo Cr

1,05 0,40 0,40 0,50 17,00

2.2.9 ACIAIO V124C

L’acciaio al Ni-Cr-Mo, è utilizzato per applicazioni le quali richiedono alti valori di trazione e tenacità, per grandi sezioni trasversali in condizioni temperate. Viene utilizzato per componenti e parti ad alta sollecitazione, di solito utilizzato in industria aeromobili ed elicotteri.

C Si Mn Mo Cr Ni V

0,42 0,30 0,80 0,30 0,85 1,90 0,08

3 Titanio

Densità 4500 kg/m³

Temperatura di fusione 1700 °C

Resistenza 1100-1200 MPa

Il titanio è un metallo che è molto simile all’acciaio inossidabile, ha un’elevata temperatura di fusione, un elevato rapporto resistenza meccanica/peso.

Il processo per la produzione avviene attraverso un sistema elettrolitico molto complesso, l’impiego del titanio è nei punti dove vi sono alte temperature.

3.1 Produzione del titanio

Per completare il processo di produzione del titanio ci vogliono sei mesi, il materiale viene estratto il materiale viene raccolto con un’apposita macchina la quale setaccia il materiale raccolto. Questo poi viene separato da un separatore elettrostatico per separare il titanio dagli altri metalli. Il materiale raccolto da questa purificazione è costituito dal solo 60% del titanio per essere utilizzato come materiale aeronautico questo deve subire un processo chiamato “Kroll”. Il materiale titanio viene trasformato in gas, si trasforma così in tetra cloruro di titanio in forma liquida. Il titanio però deve essere diviso dal cloro, questa è la parte più costosa del processo perché per separare il cloro del titanio bisogno di aggiungere un altro materiale molto caro il magnesio. Il materiale viene sfondato 300 900° in modo tale che il cloro si separi dal titanio. Dopo questa suddivisione viene estratto il cloruro di magnesio ovvero titanio puro

Il titanio poi viene triturato e trasportato da un’altra per poter vedere se ha delle imperfezioni. Esso poi viene trasformati in lingotti e poi modellato la seconda del suo utilizzo.

3.2 Come si è evoluto

Per quanto riguarda la sua produzione e lavorazione è un metallo che è diventato più comune solo nella seconda metà degli anni 60 e poi in continuo aumento nel campo militare.

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Alcuni esempi di avere in linea con l’utilizzo del titanio potrebbero essere il Boeing 727 all’inizio degli anni 60 con meno del 2% di titanio, sul Boeing 747 alla fine degli anni 60 con il 10%. Mentre negli aerei militari il 25% nel F14 mentre nel SR-71 quale è ricoperto completamente da titanio.

Sotto un esempio del SR-71 per far vedere l’utilizzo del titanio su tutta la superficie.

Le caratteristiche del titanio ne fanno un materiale eccellente negli impieghi aeronautici.

Qui sotto riporto la tabella con i vantaggi e svantaggi dell’utilizzo di materiali in titanio.

VANTAGGI SVANTAGGI

Il ridotto peso specifico Un elevato costo

Una buona resistenza meccanica Una certa difficoltà di lavorazione Elevata resistenza alle alte temperature (superiore ai 660ºC) Minor duttilità

Basso assorbimento di idrogeno Fragilità alle elevate temperature Ottima resistenza alla corrosione

Buonissima resistenza al crepe

Nel titanio si presenta una superplasticità che permette ad arrivare alla temperatura di 850-900°C e di realizzare pezzi di notevole allungamento senza difetti o inneschi di rotture. L’attitudine alla saldatura per diffusione permette di realizzare una saldatura perfetta i due lamiere per pressione perché le caratteristiche sono identiche a quelle del materiale di partenza.

Le leghe di titanio vengono utilizzate nel caso del volo supersonico, a causa delle elevate temperature che si raggiungono durante il volo. Infatti si possono raggiungere i 300°C a causa della rapida conversione subito dall’aria.

Quest’utilizzo di titanio viene effettuato perché le leghe di alluminio sono utilizzabili sino a 180°C mentre quelli titanio fino a 600°C.

3.3 Alluminio nelle leghe di titanio

L’alluminio svolge un importante ruolo anche nelle leghe in titanio per uso aeronautico-aerospaziale. Esso è il più importante elemento in lega per il titanio, è molto solubile in esso e tende a ridurre il peso specifico delle sue leghe.

Per la produzione delle leghe in titanio l’importante è che l’alluminio non superi il 9%.

Nelle leghe in titanio commerciali non si supera solitamente il 6%; ciò permette la formazione della fase intermetallica Ti3Al.

Quando la quantità di alluminio contenuta nelle leghe in titanio supera il 20% o addirittura il 50%, si formano delle leghe, denominate alluminati di titanio.

3.4 Utilizzo in ambito aerospaziale e aeronautico

Da qualche anno di distanza dalla dimostrazione in laboratorio dalla possibilità di produrre Titanio si è notato che aggiungendo piccole quantità di Alluminio, Ferro, Molibdeno e Vanadio gli acciai fino a quel momento 9

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utilizzati potevano essere sostituite e trarre una diminuzione del 50 % del peso, inoltre le caratteristiche ad alte temperature è superiore a quello delle leghe ferrose.

Il “wonder metal” dell’industria aerospaziale presenta dei problemi non indifferenti, principalmente legati all’elevato costo della sua produzione. La realizzazione di getti da fusione era ancora peggio, a causa dell’elevata temperatura di fusione e per l’alto tempo di raffreddamento, causato dalla bassa conduttività.

I primi turbojet in cui la lega Ti 6-4 era impiegata per le palette degli stadi del compressore (il famoso J-57), e a seguire per i dischi.

Gli aerei militari che montano questo turbogetto sono: Boeing B-52 Stratofortress, Boeing C-135A Stratolifter, Boeing KC-135A Stratotanker, Convair YB-60, Convair F-102 Delta Dagger, Douglas A-3 Skywarrior, Douglas F4D Skyray, Douglas F5D Skylancer, Lockheed U-2, Martin B-57 Canberra, McDonnell F-101 Voodoo, North American F-100 Super Sabre, Vought F-8 Crusader.

Mentre quelli civili sono: Boeing C-137 Stratoliner, Boeing 707-120, Boeing 720, McDonnell Douglas DC- 8-10.

3.5 Nuovi impieghi ed utilizzi

Nuovi processi elettrochimici sono entrati in vigore industrialmente nell’ultimo decennio, i costi di lavorazione sono in continua discesa, e con l’introduzione dei caccia della serie “10” (F-14, F-15, F-16, F-18) negli Stati Uniti, dei Mig-29 e Su-27 in Unione Sovietica e dei vari Rafale, Gripen e Typhonn in Europa è stato richiesto lo sviluppo e il miglioramento delle tecnologie di fusione di leghe al Titanio anche per componenti di notevoli dimensioni quali longheroni portanti alari o di fusoliere.

l’F-22 è il caccia tecnologicamente più evoluto, ha un telaio formato per il 42% da leghe al Titanio, per il 24%

da leghe polimeriche, dal 24% da leghe d’alluminio e solo per il 10% da leghe ferrose ovvero acciai.

4 Struttura del legno

Il legno è la materia di cui sono prevalentemente costituite le parti solide, cioè tronchi e rami, degli alberi. Il tronco permette lo scorrimento della linfa, conferisce alla struttura dell’albero la resistenza sufficiente per sopportare le sollecitazioni meccaniche ed immagazzina il nutrimento creato dalle foglie attraverso la fotosintesi. Ciascuna di tali funzioni viene svolta da una particolare zona del tronco.

Qui sotto riporto la tabella con i vantaggi e svantaggi dell’utilizzo di materiali in legno.

VANTAGGI SVANTAGGI

Basso costo rispetto agli altri materiali Poca durata del materiale senza la manutenzione Facile lavorabilità Presenza di nodi all’interno del legno Densità del materiale molto bassa Viene sempre incollato e mai avvitato oppure

inchiodato

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Struttura del tronco. Dall’esterno verso l’interno: corteccia (esterna e interna), libro, cambio, alburno, durame, midollo.

Corteccia: strato più esterno dell’albero: protegge il tessuto vitale interno e consente gli scambi gassosi essenziali alla vita dell’albero. Essa comprende una zona interna (corteccia viva) ed una zona esterna (zona morta);

Libro: parte esterna del cambio. In essa si trovano i vasi librosi (detti anche cribrosi) che trasportano il nutrimento prodotto dalle foglie durante la fotosintesi al resto dell’albero;

Cambio: è lo strato di crescita dell’albero. Si presenta come una membrana sottile e trasparente, invisibile ad occhio nudo. Ad esso si deve la produzione di legno nuovo, sia all’esterno verso il libro, sia all’interno verso l’alburno. Nei climi temperati l’accrescimento si presenta durante la stagione della crescita, cioè in primavera e estate, mentre è molto ridotto durante l’inverno.

Questo porta alla formazione degli anelli di crescita annuali, che non solo rivelano l’età della pianta, ma presentano anche una vera e propria storia dell’albero;

Alburno: o zona bianca; esso è costituito dal legno giovane, che ha la funzione di condurre la linfa dalle radici alle foglie; è la parte del legno meno compatta e resistente; può misurare sino a 50mm di spessore ed anche più nelle specie tropicali, dove raggiunge talvolta i 200mm. Generalmente è di colore più chiaro rispetto al durame;

Durame: zona centrale e più vecchia del tronco; è composto da cellule morte, in cui non scorre più la linfa, e la sua funzione è quella di sostegno. Gran parte del legname da costruzione proviene da questa parte del legno.

Si distingue dall’alburno per la maggiore durezza e compattezza. Quando ha una colorazione diversa dall’alburno, il legno si dice differenziato (per esempio: larice, pino, quercia, noce), mentre quando e due zone non presentano un’evidente differenziazione cromatica, il legno si dice indifferenziato (per esempio: betulla, ontano, abete rosso);

Midollo: parte centrale del tronco; generalmente è pressoché invisibile, ma in alcune specie, come il sambuco o la balsa, è particolarmente sviluppato; è costituito da un ammasso di cellule diverse e, data la diversa costituzione chimica delle membrane cellulari, la consistenza del midollo è assai varia e generalmente costituisce un punto di debolezza.

4.1 Tipologie ed applicazioni

Il problema più importante che il progettista aeronautico deve affrontare è quello della scelta del tipo di legno da scegliere per la costruzione delle singole parti strutturali.

I fattori che non possono essere trascurati sono:

• Efficienza strutturale (resistenza e rigidezza specifiche alla densità)

• Facilità di essiccazione

• Facilità di lavorazione

• Facilità di incollaggio

• Uniforme qualità dei semilavorati

• Disponibilità ed affidabilità dei fornitori

• Possibilità di realizzare i particolari di progetto

• Capacità di rispondere ai requisiti funzionali durante il servizio

• Coso

Queste caratteristiche sono strettamente correlate, affinché si giunga a un compromesso. Sebbene un numero relativamente ridotto di tipi di legno può essere utilizzato per realizzare le strutture degli aeroplani, non si può 11

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fare ameno di escludere certi tipi che possono essere sostituiti da altri. In generale, nelle costruzioni aeronautiche vengono utilizzati i legnami sotto forma di:

• Massello;

• Compensato;

La possibilità di approvvigionare semilavorati di buona qualità, con fibre rettilinee e struttura priva di difetti presenta un grande problema molto rilevante e la possibilità di utilizzarlo dipende da questi aspetti. Molte tipi di legno che non sono in grado di offrire masselli in quantità adeguate, dimensioni sufficienti, qualità accettabili, o che non presentano una difficile accettabilità tra proprietà meccaniche e fisiche per rispondere a specifici requisiti, questi possono essere utilizzati per altri impieghi. Il problema della conveniente adozione di nuove essenze può essere affrontato confrontandone le caratteristiche con quelle dei legnami utilizzati convenzionalmente sono considerati il Golden standard.

4.2 Tipi di legno più utilizzati e le loro principali applicazioni nelle costruzioni aeronautiche

4.2.1 Abete (rosso, bianco, Sitka, Douglas): per componenti strutturali: longheroni, puntoni e tiranti alari;

galleggianti e scafi di idrovolanti; centine e ordinate, anime e flange di longheroni, gambe degli organi di atterraggio, correnti d’irrigidimento, pannelli di fasciame, impiallacciature di compensato.

4.2.1.1 Abete bianco

Le caratteristiche negative del legno di abete bianco sono:

• Presenza di nodosità molto dure che possono rendere problematiche le lavorazioni di alcuni pezzi di legno.

• Ha il durame (parte più interna e dura del legno) che contiene un elevato tassodi umidità. Caratteristica nota come “cuore bagnato” dell’abete bianco.

• Tendenza alla “cipollatura “(distacco tra due anelli annuali), caratteristica che impedisce sagomature del legno con angoli acuti.

• Tendenza ad imbarcarsi quando perde umidità nella fase di stagionatura.

• Vulnerabilità all’azione disgregatrice degli agenti atmosferici conseguente all’assenza di resina.

• Vulnerabilità all’attacco di muffe ed insetti xilofagi (insetti che si nutrono di legno come i tarli) anch’essa effetto della mancanza di resina nel legno

I pregi del legno di abete bianco sono:

• Leggerezza.

• Facilità di lavorazione che gli viene da una durezza molto contenuta.

• Buona attitudine ad essere impregnato. Dove l’imperniatura è un trattamento con oli e cere che servono ad aumentare la resistenza del legno agli agenti atmosferici.

• Caratteristica che gli viene dall’assenza di resina.

• Buon attitudine ad ogni trattamento superficiale sia di verniciatura che lucidatura. Anche questa è una caratteristica che scaturisce dalla mancanza di resina.

• Massa volumica stagionato (umidità 12%) - 440 Kg/m3

• Carico rottura a trazione (la forza massima in trazione per unità di superficie che può essere applicata ad una sezione del legno prima che avvenga la rottura) - 84 Newton/mm2

• Carico rottura a compressione (forza massima in compressione per unità di superficie che può essere applicata ad una sezione del legno prima che avvenga la rottura) - 38 Newton/mm2

4.2.1.2 Abete rosso

Le caratteristiche del legno di abete rosso sono:

• E’ leggero, infatti, una volta secco ha una massa volumica di 410 Kg/m3.

• E’ tenero, infatti, ha una durezza misurata col metodo di Brinell pari a 12Newton/millimetro al quadrato. Caratteristica che lo rende particolarmente adatto ad ognitipo di lavorazione.

• E’ nodoso. Caratteristica che rende alcune parti del legno inadatte alle lavorazioni di piallatura.

• E’ resinoso.

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• Resistenza a compressione assiale pari a circa 38/40 Newton/mm2.

• Resistenza a flessione pari a circa 70 Newton/mm2.

4.2.1.3 Sitka Spruce (una pianta alta 120 m, nasce in camera ed era molto utilizzata per la costruzione di aerei nella seconda guerra mondiale)

Le caratteristiche del legno Sitka Spruce sono:

• Notevole stabilità e resistenza una volta raggiunto l’equilibrio con l’umidità ambientale

• Resistenza meccanica in relazione al peso sono ottime

• Uniforme e senza difetti nella massa

• Molto ricercato per costruzioni aeronautiche sin dal passato

• Densità: 440 Kg/m3

• Durezza: modesta

• Resistenza a flessione: 73 Newton/mm2

• Resistenza a compressione: 39 Newton/mm2 4.2.1.4 Douglas

Le caratteristiche del legno Douglas sono:

• Media resistenza

• Discreta durabilità

• Utilizzato pere strutture di piccole dimensioni

• Densità: 520 Kg/m3

• Durezza: bassa

• Resistenza a flessione: 79 Newton/mm2

• Resistenza a compressione: 50 Newton/mm2

4.2.2 Frassino bianco: longheroni, eliche, strutture degli organi di atterramento, chiglie, madieri e ordinate dei galleggianti di idrovolanti, componenti curvi delle ali e della fusoliera, paramezzali, pattini di coda, strutture dei cockpit e dei tettucci, bordi d’attacco alari, aste di comando, puntoni, tiranti, montanti alari e di fusoliera.

Le caratteristiche del legno di frassino bianco sono:

• Fibre Sono regolari è corrono abbastanza dritte.

• Peso specifico 650 Kg/m3, dopo l’essiccazione, mentre supera gli 800 Kg/m3 appena raccolto.

• Durezza apprezzabile resistenza meccanica, si flette ma non si spacca.

• Destinato a durare nel tempo è però attaccabile dai parassiti del legno, quali funghi (Oidio, Carie del legno), tarli e larve di coleotteri.

4.2.3 Balsa: riempitivi di strutture sandwich, specie dove sono richieste proprietà di isolamento termico, acustico e smorzamento strutturale.

Le caratteristiche del legno della Balsa sono:

• 220 kg/m³

• 20 N/mm³

4.2.4 Tiglio: centine alari, impiallacciature di compensato, anime di longheroni e dime di riferimento;

4.2.5 Betulla bianca: eliche, impiallacciature di compensato;

Le caratteristiche del legno della Betulla sono:

• Peso specifico: 650 Kg/m3 allo stato essiccato, supera di poco i 1000 Kg/m3 allo stato fresco.

4.2.6 Mogano: fondo, fasciame e ordinate di galleggianti e scafi di idrovolanti; impiallacciature di compensato per rivestimento, bordo d’attacco e centine alari; eliche, componenti della catena di trasmissione comandi; cruscotti e pannellature interne della fusoliera;

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Le caratteristiche del legno del Mogano sono:

• Il suo peso specifico essiccato naturalmente, spazia dai 500 ai 600 kg/m³

• Capacità di assorbire l’umidità medio/alta

4.2.7 Acero: eliche; impiallacciature di compensato; attrezzature e modelli di galleria; supporti resistenti;

4.2.8 Quercia: eliche;

4.2.9 Pino bianco: anime e flange di longheroni; angolari; irrigidimenti di carenature; dime e modelli;

4.2.10 Noce nero: eliche; arredamenti di fusoliera; cruscotti dicabina;

Le caratteristiche del legno del Noce sono:

• Peso specifico: 600/700 Kg/m3, il valore sale e 850/900 Kg/m3 per il legno noce umido appena raccolto

• Elevata porosità

4.2.11 Pioppo giallo: impiallacciature di compensato.

4.2.12 Faggio

Le caratteristiche del legno del Faggio sono:

• Durezza: Da buona a medio alta.

• Resistenza: Buona.

• Porosità: significativa e diffusa.

• Peso specifico: 700-720 Kg/m3 essiccato naturalmente, supera di poco i 1000 Kg/m3 ancora fresco.

Compensato: ha strati incollati con fibre opposte

4.3 Colle

Resina: materiale polimerico, macromolecolare, migliaia di atomi Resine: polimero/plastica

• Resine epossidiche (rigide)

• Resine viniliche (morbide ma resistenti ugualmente, soffrono il congelamento e l’umidità) Le colle si aggrappano alla superficie del materiale con il quale sono a contatto.

I materiali che devono essere incollati devono essere porosi altrimenti la colla non tiene Composti processo

• Visto accanto

• Tessuto

• Resina

• Rullo: far uscire le bolle d’aria

• Tessuto a angolo divisivo Resine epossidiche (bicomponenti)

Resine indurisce dopo anni e per fare in modo che questa sia più rapida si aggiunge un catalizzatore.

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5 I materiali compositi

Resistenza 3000 MPa

I materiali compositi sono materiali non presenti in natura, essi sono caratterizzati da una struttura non omogenea costituiti dall’unione di due o più elementi di differenti caratteristiche chimico-fisiche in modo tale da dare diverse caratteristiche al materiale.

Il materiale composito si può pensare che sia costituito da due fasi: una fase fibrosa, detto rinforzo, che ha il compito di resistere alle sollecitazioni e una fase omogenea, detta matrice, la quale ha il compito di trasferire le sollecitazioni alle fibre stesse.

Caratteristiche dei materiali compositi:

• Ha una massa volumi che ha decisamente basso

• Una resistenza alla corrosione

• Resistenza ai carichi di tipo ciclico

L’utilizzo delle fibre riduce la probabilità che si manifestino difetti di tipo strutturale, quindi se si verifica una rottura nel materiale essa non si propagherà automaticamente in tutto il materiale. Inoltre essendo le fibre immerse nella matrice le sollecitazioni vengono trasferite a tutta la massa del materiale la quale acquisterà tenacità e resistenza.

Le caratteristiche di compositi dipendono dal tipo di matrice, dalle fibre e della adesione interfaccia alle tra fibre e matrice.

Esempio della composizione dei materiali di un composito

I compositi sono molto utilizzati nel campo aeronautico e aerospaziale per la costruzione di strutture, parti mobili dell’ala e di fusoliere.

I vantaggi e gli svantaggi dell’utilizzo di questi materiali viene riportato qui sotto in tabella

VANTAGGI SVANTAGGI

Ridotto consumo di carburante rispetto alle strutture convenzionali

Elevato costo

Resistenza alla corrosione Mancata esperienza nell’utilizzo Eccellente comportamento a fatica Difficoltà di giunzione con pezzi metallici Possibilità di realizzazione di geometrie complesse Ipersensibilità agli agenti atmosferici

Possibilità di progettazione di un materiale per il verso di sollecitazione delle fibre

Scarsa resistenza superficiale, all’usura e a carichi concentrati

Riduzione del numero di pezzi da assemblare Complesse tecniche di ispezione Problemi di smaltimento riciclaggio Bolle d’aria all’interno del materiale che viene

incollato

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5.1 Principali tipi di fibre

Esse hanno il compito di fornire resistenza e rigidezza al composito.

Danno maggiore o minore capacità del composito a resistere ai carichi esterni, e questo dipende dall’orientamento delle fibre le quali di solito sono disposte secondo la direzione di Massimo sollecitazione.

Per ottenere un materiale che abbia una continuità e resistenza, le fibre si riuniscono in fili a fibre parallele o attorcigliate.

Le principali fibre comunemente impiegati in campo aeronautico sono quelle in vetro, carbonio, oro, armeniche (Kevlar) e le fibre ceramiche.

5.2 Principali tipi di matrici

Per sfruttare al meglio le caratteristiche delle fibre queste vengono “affogate” in una matrice, in modo tale da riempire tutti gli spazi ed aderire perfettamente alle fibre, in modo tale da subire un processo finale di solidificazione il quale consente di dare stabilità e geometria alla struttura.

Il compito della matrice e quello di trasferire alle fibre i carichi applicati.

La trasmissione dei carichi avviene per effetto di tensioni tangenziali.

Le matrici sono di diverso tipo e classificate in base al valore delle temperature massime alle quali possono essere utilizzate senza subire fenomeni di degradazione.

Le matrici con temperature di lavoro inferiore 150°C sono date ad impieghi di velivoli con velocità inferiore a M1, mentre quelle che vanno dai 150 e i 250°C sono adatte a velivoli con velocità compresa tra M1 e M2 infine le matrici superiori ai 250° sono utilizzate per velocità superiori al M2.

La tabella dividono un approfondimento riguardo alle matrici polimeri che, metalliche e ceramiche.

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5.3 Dalla lamina al laminato

Un laminato metallico è un materiale ibrido composto da un’alternanza di fogli di composito e di metallo.

Gli strati vengono messi in uno stampo dove seguono la forma della parete.

Finita la laminazione grato il vuoto d’effettuata la cura in autoclave si applica sacca.

Un esempio di questa applicazione molto recente e importante è il Glare.

Questo è appartenente alla categoria delle Fibre Metal Laminates, laminato ibrido composito, il quale avrà in futuro un impiego più diffuso.

Questo materiale con una stratificazione di sottili lamiere di lega di alluminio e lamiere in composito presenta eccellenti prestazioni nella riduzione del peso ed un aumento della resistenza alla fatica, al fuoco, all’umidità ed altri impatti ambientali.

Un esempio potrebbe essere la costruzione del Aribus A380 il quale ha la fusoliera di questo materiale Immagine della composizione dei materiali del A380.

Percentuali di impiego dei compositi strutturali negli aerei Airbus:

- 8% del modello A300 dei primi Anni Settanta

- 10% dell'A320 del 1987 - 11% del A340-600 del 2001 - 25% nell’attuale A380

- 30% per l'aereo da trasporto militare A400M in servizio nel 2009

- 52% modello A350-900 XWB, previsto in servizio nel 2012

5.4 Le strutture a sandwich (metallo – nido d’ape)

La struttura a sandwich è un materiale composito costituito da due fogli denominati “facce” nel quale sono separate da un’anima interna chiamata “cuore o core” che può essere costituita da una schiuma di plastica espansa, balsa, compensato con struttura a nido d’ape. Il compito dell’anima quindi è quello di mantenere le facce a distanza prestabilita mentre le facce devono resistere si è a trazione che compressione in modo tale che non si verifichino rotture o distorsioni.

Questo struttura può essere realizzata sia sotto forma di pannelli oppure può costituire la struttura finale, come nel caso di un’impennaggio o di una superficie mobile di piccole dimensioni.

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5.5 Produzione dei materiali compositi

Ampiamente usati in campo aeronautico ed il loro processo produttivo deve garantire le seguenti condizioni:

• Dare dovuto orientamento agli strati delle fibre sovrapposte rispettando la geometria del pezzo

• Rispettare le condizioni di temperatura e pressione del processo di polimerizzazione, realizzando livelli minimi di porosità interna ed il grado di finitura superficiale richiesta

• Massima economicità

Il tipo di metodo utilizzare dipendono dalla geometrie dalle dimensioni del pezzo da costruire nonché dalle caratteristiche di resistenza strutturale del pezzo dovrà possedere.

Le strutture composite utilizzate in aeronautica sono ottenute attraverso le seguenti processi:

• Polimerizzazione su stampo in autoclave (laminato solido): il materiale preimpregnato di partenza viene disposto in stampi aperti successivamente trattati in autoclave e poi polimerizzati.

• Polimerizzazione in forno a pressione atmosferica senza compressione;

• Filament winding: lavorazione effettuata da macchine che avvolgono le fibre impregnate di resina.

Tale procedimento viene utilizzato per la realizzazione di parti con superfici cilindriche o di forte allungamento come profili alari per pale di elicottero

,:

Esempio figurativo dei materiali da costruzione di un aereo Boeing

Carbon laminate

Laminato di carbonio

Carbon Sandwich

Carbonio sandwich Other

components

Altri componenti alluminium Alluminio Titanium Titanio Titanium/steel

/alluminium

Titanio/acciaio /alluminio

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Percentuali dei materiali utilizzati in un caccia

6 Alluminio

L’alluminio è uno degli elementi più presenti in natura. Il numero atomico è 13, il suo simbolo nella tavola periodica è Al. E’ il terzo degli elementi in ordine di abbondanza, dopo l’ossigeno e il silicio. Il minerale più importante per la produzione del metallo è la bauxite, di composizione media Al2O3*2H2O.

Caratteristiche principali dell’alluminio sono

• Aspetto brillante dovuto allo strato d’ossido prodotto a contatto con l’aria (protettivo).

• La bassa temperatura di fusione

• La resistenza

• La facilità di lavorazione

• La leggerezza del materiale Principali dati approssimativi:

Temperatura di fusione 660 °C

Resistenza 440 MPa

Rapporto resistenza/peso 0,163 Proprietà chimiche:

− Suscettibile ad ossidazione

− Resiste alla corrosione grazie alla struttura molto compatta e resistente del suo ossido

− Gli agenti più aggressivi per l’alluminio sono gli acidi alogenidrici

6.1 Leghe di Alluminio

In campo aeronautico, l’alluminio è utilizzato sotto forma di leghe. L’allumino puro è troppo poco duro per essere usato per applicazioni strutturali. La sua resistenza allo snervamento non molto alta, con l’aggiunta di certi materiali nella lega viene conferita la proprietà molto importanti per le applicazioni aeronautiche. Questo processo si effettua attraverso l’indurimento per soluzione e soprattutto per precipitazione. L’indurimento avviene dunque attraverso vari stadi di seguito descritti:

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1. Solubilizzazione e ricottura sopra la linea della fase solido/solido all’interno della regione della fase singola per dissolvere gli elementi in lega

2. Tempra; raffreddamento veloce che permette di ottenere una soluzione sovra satura (SSSS)

3. Invecchiamento; mantenimento della lega a temperatura ambiente oppure elevata secondo il risultato che si vuole ottenere

L’aggiunta di elementi è fondamentale per rendere più duro l’alluminio in quanto è il movimento delle dislocazioni al suo interno dipende direttamente dalla presenza più o meno massiccia di precipitati. Nella prima parte dell’indurimento, i precipitati sono coerenti con la matrice di alluminio, le dimensioni sono ancora abbastanza ridotte e quindi le dislocazioni riescono a girare intorno ai precipitati. Con l’incremento delle dimensioni questa condizione viene a mancare e, raggiunto un raggio critico, i precipitati vengono tagliati dalle dislocazioni.

Per denominare le varie leghe di alluminio è stato introdotto un sistema numerico di quattro cifre. La prima indica l’elemento principale in lega, la seconda indica modifiche apportate alla lega originale mentre le ultime due sono numeri arbitrari che identificano leghe particolari all’interno dello stesso gruppo di leghe. Unica eccezione è il gruppo 1XXX che indica l’alluminio puro.

Le leghe più utilizzate sono quelle dei gruppi 2XXX, 6XXX, 7XXX e 8XXX.

Le leghe di alluminio possono essere ottenute da lavorato oppure da fuso, per poi essere effettuare un trattamento termico. Viene scritto il trattamento al quale la lega è stata sottoposta poiché può essere molto importante per avere più informazioni su di essa e sugli utilizzi che di essa si possono fare.

E’ di seguito riportata una tabella con le caratteristiche di ogni trattamento termico:

T1 Raffreddamento da fuso ed invecchiamento naturale T2 Raffreddamento da fuso e ricottura

T3 Solubilizzazione, lavorazione a freddo ed invecchiamento naturale T4 Solubilizzazione ed invecchiamento naturale

T5 Raffreddamento veloce da fuso ed invecchiamento artificiale T6 Solubilizzazione ed invecchiamento artificiale

T7 Solubilizzazione, invecchiamento artificiale e stabilizzazione T8 Solubilizzazione, lavorazione a freddo ed invecchiamento artificiale T9 Solubilizzazione, invecchiamento artificiale e lavorazione a freddo

T10 Raffreddamento veloce ad alta T, invecchiamento artificiale e lavorazione a freddo

In campo aerospaziale, i trattamenti più utilizzati per le leghe di alluminio sono il T3, T4, T6, T7 e T8. In particolare i trattamenti T6 e T7 vengono utilizzati per aumentare la resistenza a corrosione.

6.2 Gruppo 2XXX

Queste leghe presentano come principali elementi il rame (Cu) ed in determinati casi il magnesio (Mg). E’ il gruppo più utilizzato nel campo aeronautico-aerospaziale; e le loro caratteristiche rendono queste leghe molto importanti avendo un elevata resistenza allo snervamento, una buona tenacità e una buona resistenza a fatica e corrosione.

Le leghe del gruppo 2XXX sono leghe alto resistenziali, seconde per resistenza solo a quelle della famiglia 7XXX. I comportamenti a fatica sono molto buoni, però la presenza del rame diminuisce la resistenza a corrosione. Sono adatte per applicazioni che richiedono elevato rapporto resistenza-peso e sono ottime applicazioni aeronautiche, infatti numerose delle leghe utilizzate in tale ambito ne appartengono.

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La lega più usata di questo gruppo è sicuramente la 2024 generalmente trattata in condizioni T3. Verranno esposte la sue caratteristiche più tardi.A questa lega, sono poi state realizzate delle modifiche e si sono ottenute leghe altrettanto usate di seguito elencate:

− 2124 T8: ha migliore resistenza meccanica, usata nello Shuttle e nel Boeing 747

− 2224-2324 T3: hanno migliore tenacità, sono state usate nei Boeing 757 e 767

Leghe aggiuntive appartenenti a questo gruppo importanti ed utilizzate sono:

− 2618 (o RR58): buone proprietà a temperature elevate, usata sul Concorde

− X2095: la X significa che è ancora in fase sperimentale, molto importante per applicazioni criogeniche;

leggera presenza di magnesio ed argento

− 2219 T8: il magnesio è presente in piccola parte, usato per applicazioni criogeniche

6.2.1 Lega 2219

La 2219 è la lega industriale con il più elevato tenore di rame. Questo peggiora notevolmente la resistenza a corrosione, ragione per cui queste leghe vengono utilizzate per il rivestimento quando operano in condizioni particolarmente aggressive.

Nel 1954 venne introdotta come lega aeronautica negli stati T81 e T87. Entrambi tali trattamenti prevedono solubilizzazione a 535 °C, tempra e lavorazione plastica a freddo per incrementare la risposta della lega al successivo invecchiamento che viene condotto a 175 °C per 18 ore per lo stato T81, mentre a 165 °C per 24 ore per lo stato T87.

La caratteristica più importante della 2219 è quella di avere una buona resistenza alla trazione ad elevate temperature, ma soprattutto ottime caratteristiche meccaniche alle basse temperature. Viene ancora utilizzata per la costruzione e la saldatura di serbatoi di razzi propulsori aerospaziali

6.2.2 Lega 2020

La lega 2020 è una lega in cui, oltre al rame, il secondo elemento presente è il litio. Essa ha una densità pari a 2710 kg/m³ ed è una lega trattata termicamente per ottenere rafforzamento per precipitazione. Il cadmio viene aggiunto per aumentare tale rafforzamento per favorire la nucleazione della fase indurente ed il litio è l'unico elemento in grado di innalzare il modulo elastico.

L'aggiunta del litio nelle leghe di alluminio fu sperimentato poiché vi era necessità di materiali a bassa densità per diminuire il peso dei componenti strutturali negli aeromobili. Il litio risultò essere l'elemento che aveva effetto migliore sull'alleggerimento della lega di alluminio, diminuendo la densità del 3% per ogni punto percentuale.

Lo sviluppo delle leghe Al-Li iniziò con l'introduzione della prima lega detta Scleron (Al-Zn-Cu-Li) da parte dei tedeschi negli anni '20, succeduta negli Stati Uniti dalla 2020 (Al-Cu-Li-Cd) negli anni '50 e della 1420 (Al-Mg-Li) nell'Unione Sovietica nella metà degli anni '60, ma la Scleron non ottenne particolare successo e la 1420 non ebbe grande diffusione al di fuori dell'Unione Sovietica.

6.2.3 Lega 2090

Lo studio dedicato all'aggiunta di litio alle leghe Al-Cu portò nel 1988 alla comparsa delle leghe 2090 e 8090.

In particolare la 8090 conteneva litio come elemento principale e solo in quantità minore il rame, non potendo essere quindi considerata della serie 2XXX.

La 2090 fu sviluppata negli Stati Uniti. La sua eccellente saldabilità e le sue proprietà alle basse temperature la resero adatta per la costruzione di serbatoi per razzi ancor più della 2219. Essa infatti alle basse temperature 21

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presentava elevati valori di tenacità alla frattura e tensione di snervamento a confronto di quelli delle leghe aeronautiche standard. Inoltre il carico di rottura in funzione della temperatura risultava nettamente maggiore della sua precedente, la 2219, e in particolare migliore delle comuni leghe aeronautiche 2024 e 7075.

6.2.4 Lega 2024

La lega 2024 fece la sua comparsa già nell'anno 1931. Successiva solo alla lega 2017, la prima ad avere diffusione in campo aeronautico (Zeppelin, Junkers F-13), il suo sviluppo si deve alla continua domanda da parte dell'industria aeromobilistica di strutture leggere. E' una lega di particolare interesse applicativo che nel corso degli anni è stata oggetto di continue ricerche, risultando una tra le più sviluppate.

Essa è caratterizzata da resistenza a trazione e a fatica che le permettevano di essere definita tollerante al danno, ma era molto suscettibile alla corrosione atmosferica, soprattutto se in ambiente marino.

Il primo stato in cui venne utilizzata fu il T3 che prevedeva un trattamento di solubilizzazione a 495 °C, in cui le sue proprietà a trazione risultavano leggermente migliorate.

Il T3 venne soppiantato dal T4 e dalla versione T3 alclad. Con lo stato T4 la lega veniva solubilizzata a 495

°C e invecchiata naturalmente, ottenendo maggior duttilità.

Un risultato del successo della lega 2024-T3 alclad fu il famoso DC-3, aeromobile costituito quasi interamente di questo materiale. Il DC-3 era il primo aeromobile con cui risultava economicamente conveniente grazie alla diminuzione di peso della struttura che permetteva risparmio di carburante.

6.3 Gruppo 6XXX

Questo gruppo presenta come elementi in lega il magnesio (Mg) ed il silicio (Si). La fase indurente è Mg2Si.

Queste leghe sono poco utilizzate in campo aeronautico, tendenzialmente usata per avere migliore resistenza alla corrosione e una buona saldabilità. L’unica lega abbastanza usata è la 6061, ben saldabile, con buone proprietà meccaniche e resistenza alla corrosione. Trattata in condizioni T6, presenta migliori proprietà meccaniche e alto limite di snervamento.

6.4 Gruppo 7XXX

Sono leghe sottoposte a trattamenti termici. Infatti esse possono essere rafforzate con invecchiamento, cioè per precipitazione di fase, grazie alla presenza combinata di zinco e magnesio. Comunque sono leghe particolarmente soggette a tensocorrosione.

Esse sono destinate ad applicazioni che richiedono massima resistenza e quindi adatte per quelle aeronautiche, aerospaziali, militari e nucleari. Sin dalla scoperta hanno avuto grande successo, costituendo tutt'oggi uno dei materiali più diffusi in tali settori.

6.4.1 Lega 7075

La 7075 rappresenta l'insieme delle leghe a base di alluminio dove i principali elementi in lega sono magnesio e zinco e la sua densità è di 2800 kg/m³.

La famiglia 7075 contiene le leghe che sviluppano le massime caratteristiche meccaniche raggiungibili con le leghe di alluminio. Difatti, da quando è stata introdotta la capostipite 7075-T6 nel 1943, è la principale famiglia ad essere utilizzata nell'industria aerospaziale assieme alla 2024.

La lega 7075 fu inizialmente utilizzata allo stato T6. Esso prevedeva di eseguire un trattamento di solubilizzazione a 480 °C, tempra in acqua e invecchiamento artificiale a 120 °C per 24 ore, oppure in alcuni casi un invecchiamento a due stage in cui il primo prevedeva 4 ore a 96 °C ed il secondo 8 ore a 157 °C.

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Con questo trattamento permise alla lega di possedere le massime performance a trazione: raggiungendo un carico di rottura pari a 570 MPa, e uno di snervamento pari a 501 MPa e un allungamento dell'11%.

Subito dopo la sua introduzione questa nuova lega venne impiegata nella progettazione di aeromobili e nel 1945 costituì il materiale adatto per correntini e per il rivestimento della parte superiore dell'ala del famoso Boeing B-29 Super Fortress, facendo decrescere così il suo peso di 180 Kg rispetto alla sua versione precedente. L'aereo venne utilizzato nei combattimenti della Seconda Guerra Mondiale, ricordato soprattutto per essere stato usato nello sgancio delle due bombe atomiche su Hiroshima e Nagasaki.

Un altro esempio di impiego della lega 7075-T6 fu il Macchi MC 205, caccia considerato il miglior aereo italiano della Seconda Guerra Mondiale. Durante gli anni successivi le proprietà della 7075 vennero studiate al variare del trattamento termico. Questo fu necessario perchè la lega allo stato T6 era soggetta a cricche dovute a tensocorrosione, corrosione esfoliante e pitting.

Ricercando un materiale con un comportamento migliore alla corrosione portò alla realizzazione degli stati di tipo T7. Essi prevedevano solubilizzazione e tempra come per i T6 ma la differenza è che erano caratterizzate da temperature di trattamento più alte e soprattutto prevedevano un sovra invecchiamento del materiale.

Sacrificando così i valori di resistenza meccanica venivano per favorire un miglioramento della stabilità dimensionale, essenziale nei prodotti destinati al servizio alle alte temperature, e di una diminuzione degli stress residui riducendo le deformazioni dopo lavorazioni a macchina.

I primi due importanti stati di tipo T7 furono il T73 ed il T76, immessi rispettivamente nel 1960 e nel 1963.

Essi erano maturati appositamente per le leghe della famiglia 7XXX distinte da tenore in rame superiore all' 1.25%, nel caso della 7075. I nuovi trattamenti avevano lo scopo di aumentare la resistenza alla corrosione esfoliante e alle cricche dovute a tensocorrosione. Dopo il sovra invecchiamento aumentava la tenacità della lega che innalzava la velocità di sviluppo e propagazione delle cricche a fatica.

Però i trattamenti di invecchiamento che conducono le leghe allo stato T73 e T76 conseguono ad una complicazione poiché richiedono estremo controllo delle variabili di processo come durata, temperatura, velocità di riscaldamento, stato del materiale di partenza.

Il primo veivolo sul quale venne utilizzata per la prima volta la 7075-T3 fu l'aeromobile di linea McDonnel Douglas DC-10 all'inizio degli anni '70, mentre la 7075-T6 venne utilizzata nel Loockheed L1011 nello stesso periodo.

6.4.2 Lega 7178

Nel 1951 la lega 7178 venne caratterizzata da contenuti di zinco, magnesio e rame maggiori rispetto alla 7075.

Giunse all’utilizzo nello stato T6 cioè solubilizzata a 468 °C, temprata e invecchiata naturalmente. Facendo così aumentare di 35 MPa alla lega sulla resistenza rispetto alla 7075-T6, provocando un carico di rottura di 605 MPa e snervamento di 540 MPa.

Inizialmente utilizzata negli Stati Uniti e nel Regno Unito come materiale per rivestimento superiore dell'ala e talora per le fusoliere per aerei militari. La sua caratteristica era quella di avere un eccellente comportamento in compressione. Dimostrò però numerosi cedimenti durante il suo utilizzo a causa della sua bassa tenacità a frattura.

Altro grande problema di questa lega era dovuto all'elevato tenore di rame che peggiorava notevolmente il fenomeno della corrosione intergranulare e ad esfoliazione. Per cercare di alleviare questi difetti nel 1965 si utilizzò la lega allo stato T76, stato del tipo T7, che quindi prevedeva sovra invecchiamento, questa corrosione intergranulare veniva ridotta all'aumentare della durata del trattamento di invecchiamento. La bassa tenacità a frattura di questa lega rimase un punto di debolezza che portò allo studio e lo sviluppo di altre leghe.

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6.4.3 Lega 7079

Nel corso degli anni le dimensioni degli aerei, hanno subito un notevole aumento e di conseguenza variando così anche le esigenze in termini di materiali. In particolare vi era necessità di lamiere più spesse. La lega molto usata 7075-T6 iniziava a non essere più adatta a questo scopo a causa dello stato T6 applicato a lamiere con spessori maggiori non dava uguali risultati ottimali che erano ottenuti con lamiere sottili. Per questo nel 1957 la Germania produsse la lega 7079 utilizzata allo stato T6, adatta ad essere utilizzata per la produzione di lamiere più spesse.

Purtroppo questa lega provò di avere una scarsa resistenza a tensocorrosivo. Inizialmente i risultati delle prove realizzate su questa lega sembravano promettenti, infatti i tempi di innesco della cricca erano notevolmente lunghi, maggiori della 7075-T6 provata nelle stesse condizioni. Una volta innescata però la sua velocità di propagazione era straordinariamente elevata.

6.4.4 Leghe 7050 e 7150

La lega 7050 fu creata nel 1971 negli Stati Uniti per risolvere il problema delle cricche dovute a tensocorrosione delle 7079, per sviluppare più resistenza delle 7075 e per soddisfare le richieste di tenacità a frattura e tolleranza al danno su grossi spessori. I principali stati ai quali viene impiegata sono quelli del tipo T7 per migliorare il comportamento a tensocorrosione grazie al sovrainvecchiamento.

La grande differenza rispetto alle altre leghe era il suo contenuto di zirconio il quale consentiva un'affinazione del grano. Il risultato fu una lega caratterizzata ad avere grande successo: nel caso dell'aeromobile Grumman A6 Intruder che sostituì completamente la 7079-T6 che ne costituiva i sostegni alari interni e nello stessomomento la ditta Boeing scelse la sua variante a maggiore resistenza 7150-T6 per sostituire il rivestimento superiore delle ali nei modelli 757 e 767.

6.4.5 Lega 7055

La lega 7055 introdotta nel 1991 dall'industria statunitense Alcoa. Allo stato T77 presenta ancora più resistente della 7150-T6, raggiungendo i 614 MPa di rottura e i 593 MPa di snervamento, senza modificare resistenza a corrosione e tenacità. Le variazioni rispetto alla 7050 riguardano lo zinco (7.6-8.4%) e lo zirconio (0.08- 0.25%). Lo zinco è presente in quantità maggiori rispetto alla 7050 poiché è l'elementoche più influenza il rafforzamento.

Le ottime caratteristiche a trazione e compressione resero la lega ideale per sopportare le forti sollecitazioni alle quali sono sottoposte le ali degli aeromobili di dimensioni maggiori. Boeing la impiegò subito nel nuovo modello 777, uno tra i più grandi velivoli destinati al trasporto passeggeri a lungo raggio prodotto dalla metà degli anni '90.

6.5 Gruppo 8XXX

Il gruppo 8XXX comprende le leghe in cui il principale elemento in lega non è quello previsto dalle altre serie.

Le leghe Al-Li sono utilizzate nelle applicazioni aerospaziali. Esse sono di recente sviluppo e sono state create per ottenere leghe a bassa densità.

6.5.1 Lega 8090

Nelle applicazioni aerospaziali ove il livello di sollecitazione è molto spinto è essenziale la tolleranza al danno:

una struttura è affidabile e durevole se presenta cricche di fatica controllabili. La velocità di propagazione di cricche di fatica deve essere conosciuta e soddisfacente.

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La lega 8090 è una lega di alluminio in cui il litio ha tenore maggiore, sviluppatasi negli anni '80 per essere una lega medio-resistenziale con elevata tolleranza al danno grazie alla resistenza alla fatica rispetto alle altre leghe della stessa famiglia. Importante per la sua elasticità (modulo elastico maggiore dell'11% rispetto alla 2024) ma soprattutto per la sua leggerezza (densità inferiore del 10% rispetto alla 2024) e impiegata in applicazioni che richiedono la minor densità possibile. Presenta buona saldabilità.

6.6 Leghe alluminio Litio

Sostituiscono le leghe più tradizionali in molte applicazioni ed hanno particolare importanza sugli elicotteri.

Le principali caratteristiche sono:

− Densità inferiore (circa 8-10%)

− Modulo elastico E maggiore (circa 80GPa contro i 72GPa delle leghe tradizionali)

− Il rapporto σ/ρ elevato

− Duttilità inferiore

− Tenacità inferiore

− Costi elevati

L’aggiunta all’alluminio di litio o rame e/o magnesio può portare alla formazione di particolari fasi precipitate che conferiscono diverse caratteristiche al materiale.

Negli ultimi anni si stanno sviluppando materiali nuovi per ottenere migliori proprietà, come nel caso del C188, lega sperimentale con aumento della tenacità del 20% e della resistenza alla propagazione della cricca del 15%.

Oppure, come nel caso dell’ARALL, composito formato da sottili strati di lega d’alluminio 2024 alto resistenziale alternati a fibre aramidiche che conferiscono al materiale una migliore tenacità e resistenza alla propagazione della cricca in direzione perpendicolare.

Impiego delle leghe alluminio litio in un aereo di linea.

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7 Leghe ultra leggere di alluminio

L’alluminio è un elemento molto diffuso in natura, esso si ricava, quasi esclusivamente, da un suo ossido, la bauxite Al2O3.

Le fasi per la produzione dell’alluminio sono:

• Produzione di alluminio pura per via chimica ed elettrolisi

• Elettrolisi dell’alluminio prodotta in precedenza

L’alluminio puro in se stesso ha scarse caratteristiche meccaniche e si ossida con estrema facilità, questo tipo di ossidazione agisce in modo passivamente sul materiale.

L’alluminio presenta le seguenti caratteristiche tecnologiche:

• Malleabilità

• Duttilità

• In duttilità

Queste caratteristiche permettono di una facile lavorazione plastica a freddo e a caldo.

Le caratteristiche dell’alluminio vengono incrementate attraverso l’aggiunta degli elementi di lega, esso non viene mai utilizzato allo stato puro ma sempre in forma di lega leggera di alluminio.

I materiali con i quali l’alluminio si lega sono:

• Rame

• Silicio

• Manganese

• Magnesio

• Zinco

Questi possono essere aggiunti singolarmente per formare le leghe binarie, ma a volte anche più di uno tutte assieme in modo tale da formare leghe leggere più complesse.

Qui sotto vengono riportati i vantaggi e svantaggi per l’utilizzo dell’alluminio.

VANTAGGI SVANTAGGI

Elevato rapporto resistenza/peso Sensibilità alla corrosione Molte leghe a seconda dei vari utilizzi Bassa resistenza a temperature alte Presente in diverse forme(fogli, piastre,lastre…) Cattivo comportamento a fatica

Facilmente lavorabile

Le leghe di alluminio si possono classificare in base ai trattamenti di bonifica le quali con il trattamento termico migliorano notevolmente le caratteristiche meccaniche.

Mentre le leghe non modificabili rimangono inalterate, però attraverso l’inquinamento si possono avere degli aumenti delle caratteristiche meccaniche.

I trattamenti protettivi più utilizzati sono l’anodizzazione, la cementazione e la laccatura.

L’anodizzazione consiste nel ricoprire il materiale con una sottile pellicola di ossido naturale per impedire che i materiale si ossidi.

7.1 Classificazione delle leghe ultraleggere di alluminio

1. Leghe Al-Cu: buona resistenza meccanica, mantenuta fino a circa a 100°, e bonificabile.

2. Leghe Al-Zn: buona resistenza freddo e la lavorabilità, bonificabile.

3. Leggere Al-Si: buona con la vita.

4. Leghe Al-Mg: buona resistenza alla corrosione e attitudine alla lavorazioni plastiche e all’utensile.

Per le leghe da lavorazione plastica si fa riferimento alla classificazione dell’Alluminium Association, è un sistema diffuso soprattutto nell’ambito delle costruzione aeronautica. Questo prevede l’indicazione della lega con un numero di quattro cifre, dove la prima cifra identifica il gruppo della lega:

• 1000 caratterizza l’alluminio tecnico (99,5% di alluminio minimo), piegature acute

• 2000 caratterizza le leghe del gruppo Al-Cu, piegature ampie

• 3000 caratterizza le leghe del gruppo Al-Mn

• 4000 caratterizza le leghe del gruppo Al-Si

• 5000 caratterizza le leghe del gruppo Al-Mg

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• 6000 caratterizza le leghe del gruppoAl-Mg2Si

• 7000 caratterizza le leghe gruppo Al-MgZn2

• 8000 altri tipi di leghe

• 9000 leghe sperimentali

I vari gruppi di leghe appena elencati nel campo dell’costruzione aeronautica possono essere utilizzate per esempio nelle centine, non neuroni, rivestimento alare, ordinate, correnti e rivestimento tra fusoliera.

Qui sotto viene riportato un esempio di un’ala e dei vari punti più importanti, per far capire meglio alcuni vocaboli elencati sopra.

Nell’ambito aeronautico principalmente si fa utilizzo delle leghe del secondo gruppo e del settimo ovvero quelle Al-Cu e Al-Zn e altre relative alle leghe derivate.

Ora andiamo a vedere alcune leghe in particolare:

• Tra le leghe allegate al Cu, la lega 2024 denominata Avional 24 viene utilizzata nelle applicazioni dove sono presenti carichi di trazione o a fatica. Un esempio del suo utilizzo nella pannellatura della fusoliera o nella pannellatura inferiore dell’ala.

• Mentre tra le leghe allegate allo Zn, la lega 7075 denominata Ergal 55, la quale viene utilizzata nelle zone dove prevalgono carichi di trazione. Viene utilizzata nel caso della pannellatura superiore dell’ala o nella fusoliera non pressurizzate.

• 7075 T73: questa lega viene utilizzata, come la 7045, per la parte superiore delle ali degli aerei commerciali ed è particolare in quanto prevede due step di invecchiamento: il primo a 120°C è seguito da un secondo processo, questa volta di sovrainvecchiamento, a 160-170°C. Quindi una maggiore resistenza allo stress da corrosione. Un processo ancora migliore per questa lega è stato sviluppato per combinare le buone caratteristiche a snervamento e a rottura che si ottengono attraverso il T6, con la buona resistenza a stress da corrosione ottenuta attraverso il T73. Questo trattamento termico è conosciuto come RRA (retrogression and re-aging) ed è formato dai seguenti stadi:

o Trattamento T6 per 24h a 120°C

o Breve trattamento termico ad una temperatura intermedia di 200-260°C e tempra in acqua o Trattamento di re-aging per 24h a 120°C

• 7475: la particolarità di questa lega sta nel fatto di avere un bassissimo contenuto di ferro (Fe) e silicio (Si), materiali che rendono molto fragile la lega. In conseguenza di ciò, questa lega mostra un KIC

molto elevato.

• 7050 T7: questa lega contiene circa il 0,25% di cromo (Cr) e lo 0,1% di zirconio (Zr). Ciò conferisce alla lega una buona resistenza meccanica e non presenta fenomeni di sensibilizzazione ed è usata soprattutto in campo aeronautico militare. I costi sono molto elevati.

• 7150 T651: leggermente modificata dalla precedente, sviluppata dalla Alcoa e utilizzata sui Boeing 757/767, presenta meno impurezze (Fe e Si) e mostra della performance migliori soprattutto se usata nel rivestimento delle ali. La stessa lega, ma trattata T6151, ha anche una miglior resistenza alla corrosione.

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