2. I SERBATOI CRIOGENICI

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2. I SERBATOI CRIOGENICI

2.1

Sviluppo del serbatoio criogenico

Da quanto esposto finora, gli studi intrapresi per lo sviluppo dei lanciatori di futura generazione mirano a migliorare le prestazioni dell’upper stage, consentendo così l’aumento del payload trasportabile. Tale incremento delle prestazioni sarà raggiunto, soprattutto, grazie allo sviluppo dell’impianto propulsivo a combustibile liquido.

I propulsori a combustibile liquido sono caratterizzati da serbatoi per lo stivaggio dei propellenti in condizioni criogeniche che, attraverso l’apparato di alimentazione, vengono condotti nella camera di combustione. Quest’ultima dispone di un volume adeguato, tale che combustibile e comburente si miscelino in modo ottimale e reagiscono chimicamente. L’energia immagazzinata nel legame chimico viene liberata sotto forma di energia termica alla rottura dei legami stessi, riscaldando i prodotti della combustione che vengono espulsi attraverso un ugello divergente nello spazio esterno per fornire la spinta propulsiva.

I serbatoi costituiscono una delle componenti principali dell’impianto propulsivo in termini di massa e volume, per questa ragione sono in fase di sviluppo tecnologie dedicate all’accorpamento in un unico volume rispetto ai serbatoi attualmente disponibili, composti invece da due comparti separati. Uno dei progetti a cui attualmente sta lavorando Thales Alenia Space Italia (TAS-I) prevede appunto la realizzazione di un unico serbatoio, il quale avrà al suo interno due compartimenti criogenici, che contengono l’uno, in basso, l'ossidante LOX, l'altro, in alto, il comburente LH2,entrambi separati da una

paratia comune, CB (common bulkhead).

Considerando che i due liquidi si trovano a temperature diverse (TLH2 =22.15

44 isolamento termico lungo la common bulkhead per limitare il flusso di calore tra i due combustibili.

Il ciclo di vita del serbatoio inizia dalla fase di accettazione dei vari componenti e termina con la fase di rientro dell’upper stage. Durante tale periodo deve essere prevista una eventuale fase di stivaggio negli stabilimenti prima del lancio ed inoltre non deve verificarsi alcuna alterazione della integrità o delle prestazioni caratteristiche.

Il serbatoio sarà costituito da elementi metallici distinti, i quali saranno connessi tra loro mediante un innovativo processo tecnologico di saldatura denominato friction stir welding, del quale si tratterà più dettagliatamente in seguito.

I componenti principali del serbatoio che si andranno a sviluppare sono i seguenti:

• LH2 Upper skirt e y-ring;

• LH2 Upper Dome incluso manhole cover;

• LH2 Tank Cylinder;

• LH2 Lower bulkhead;

• X-ring common bulkhead; • LH2 Lower skirt e y-ring;

• LOX Lower dome incluso manhole cover;

• isolamento termico interno ed esterno, a cui andrà aggiunta una struttura di schermatura termica esterna.

Questi componenti sono schematicamente rappresentati nella Figura 2.1, ad eccezione della schermatura termica che sarà ampiamente trattata nei capitoli successivi.

45

Figura 2.1 Schematizzazione degli elementi costitutivi

Le funzioni principali svolte dal serbatoio sono:

i. Immagazzinamento dei combustibili in condizioni corrette a. carico dei combustibili

b. contenimento dei combustibili c. limitazione del flusso termico

d. minimizzazione delle deformazioni residue geometriche e. limitazione dello sloshing del combustibile

ii. Fornitura dei combustibili in condizioni corrette

a. acquisizione dei combustibili dalla flangia d’ingresso del liquido

46 c. misurazione della massa dei combustibili liquidi prima

dell'accensione

d. fornitura dei combustibili alle linee fluidiche d’ingresso al propulsore

iii. Trasmissione dei carichi

a. trasmissione dei carichi dallo stadio inferiore allo stadio superiore

b. trasmissione dei carichi derivanti dalla spinta del propulsore allo stadio superiore

c. trasmissione dei carichi nella fase di volo non propulsa

d. trasmissione dei carichi dallo stadio superiore a quello inferiore e. trasmissione dei carichi durante il trasporto, integrazione e

gestione.

Oltre alle funzioni principali alle quali il serbatoio deve adempiere, per lo sviluppo del sistema di contenimento dei combustibili è necessario considerare anche i seguenti vincoli progettuali:

i. rispetto dei volumi e relativi inviluppi disponibili; ii. rispetto della topologia del serbatoio;

iii. limitazione della massa della struttura del serbatoio; iv. evitare la contaminazione dei combustibili;

v. possibilità d’accesso per la manutenzione, montaggio e riparazione; vi. possibilità di aerazione e condizionamento dello stadio;

47 viii. minimizzazione delle perdite interne;

ix. limitazione dei costi ricorrenti del serbatoio;

x. carico e scarico dei combustibili criogenici nella zona di lancio ( ZL ); xi. pressurizzazione e depressurizzazione dei combustibili criogenici nella

ZL;

xii. resistenza alle condizioni ambientali presenti a terra ed in volo; xiii. resistenza a tutte le condizioni indotte dal lanciatore;

xiv. possibilità di pressurizzare per mezzo di elio in caso di scarico di emergenza dei combustibili;

xv. evitare la contaminazione del payload;

xvi. resistenza alle operazioni di trasporto e stivaggio; xvii. soddisfacimento delle norme di sicurezza;

xviii. limitazione della manutenzione al minimo necessario; xix. rispetto dei requisiti di affidabilità;

xx. rispetto delle tolleranze e gli allineamenti geometrici imposti.

Grazie all’analisi delle funzioni principali che il serbatoio deve svolgere e dei vincoli progettuali imposti vengono definiti i seguenti requisiti.

48

2.1.1

Principali requisiti funzionali

Contenimento dei combustibili

Le masse nominali dei combustibili necessarie per lo svolgimento delle missioni previste dalle specifiche progettuali sono riassunte in Tabella 2.1:

DESCRIZIONE [Kg]

Capacità massima di massa per il comparto LOX > 20000

Capacità massima di massa per il comparto LH2 > 4000

Capacità di massa totale 25000

Tabella 2.1 Capacità massima di massa nel serbatoio

Sarà pertanto necessario disporre dei volumi compartimentali per il contenimento dei propellenti coerenti con le masse in gioco, che dovranno includere una percentuale di spazio per il gas presente all'interno del comparto.

Garanzia della separazione dei combustibili

La tecnologia sviluppata deve garantire la separazione fisica dei combustibili. Non deve verificarsi nessun trasferimento di materia tra i due comparti in nessuna condizione.

Riduzione nel fenomeno del boil–off

Il requisito impone la minimizzazione del fenomeno di boil-off del LH2 (cioè

l’evaporazione dell’idrogeno liquido a causa dell’aumento di temperatura) attraverso un’opportuna progettazione dei componenti del serbatoio, in modo da limitare l’ingresso del calore parassita tra ambiente esterno e serbatoio e tra

49 i due comparti interni, il quale tenderebbe a far scaldare il liquido. Per lo stesso motivo sarà anche necessario minimizzare la degradazione nel tempo dei sistemi di isolamento applicati alle pareti del serbatoio. Proprio per il soddisfacimento del requisito di riduzione del fenomeno di boil-off, TAS-I è attualmente impegnata nella progettazione e sviluppo di una schermatura termica da addizionare alle protezioni termiche già presenti nel serbatoio.

50

2.1.2

Requisiti ambientali

Resistenza all’ambiente esterno

Il serbatoio deve supportare tutte le condizioni ambientali ed operazionali alle quali è soggetto durante tutto il suo ciclo di vita.

Il range di temperatura previsto varia da un valore minimo di 20 [K], che rappresenta la minima temperatura presente nel comparto dell'idrogeno, ad un valore massimo di 350 [K]. La temperatura dei combustibili liquidi varia tra i limiti descritti in Tabella 2.2.

Zona Minimo [K] Massimo [K] TLOX 85 93 TLH2 20 28

Tabella 2.2 Intervalli di temperatura dei combustibili

Il progetto del serbatoio deve evitare la formazione di ghiaccio, sia internamente che esternamente, e la presenza del fenomeno di condensazione dell’ossigeno e dell’idrogeno.

Corrosione

Il serbatoio assemblato e ogni suo singolo componente non devono subire, a contatto con un ambiente chimico, nessun deterioramento delle proprietà chimico–fisiche del materiale di cui sono costituiti indotto anche dal fenomeno corrosivo. Nel caso in cui il comportamento del materiale in uno specifico ambiente chimico non sia noto, sarà prevista un’opportuna campagna di prove per la definizione delle caratteristiche incognite.

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Resistenza chimica

Il serbatoio deve essere chimicamente resistente ai fluidi e ai materiali descritti precedentemente.

Per lo specifico si rimanda ai:

• ISO12 _{14624-7, Space system. Safety and compatibility of materials.}

Determination of permeability and penetration of materials to aerospace fluids.

• NASA/TM13_{-2007-213740, Guide for Oxygen Compatibility Assessments}

on Oxygen Components and Systems

12

ISO: International Organization for Standardization

52

2.2

Soluzioni progettuali e design preliminare

(calotte e parete cilindrica)

Nella scelta della configurazione del serbatoio è stato necessario definire i criteri guida che indirizzassero il progetto verso la costruzione di una struttura compatibile con tutti i requisiti progettuali, sia quelli già esposti nei paragrafi precedenti sia quelli che verranno introdotti nei singoli casi di calcolo. Considerate le condizioni di carico dalle quali la struttura sarà sollecitata e dopo averne valutato gli effetti attraverso analisi strutturali di prima approssimazione, si è determinato, quale carico dimensionante per la sezione cilindrica, l’azione generata dalla pressurizzazione dei combustibili presenti nel comparto. É stata quindi effettuata una valutazione sulla differente influenza del carico agente sia su una parete liscia che su una a guscio rinforzato ed infine è stata selezionata la configurazione più performante. Per la determinazione della geometria delle calotte, inferiore e superiore, il requisito trainante è stato, invece, il rispetto dei volumi interni necessari, dettato dalla compatibilità con la restricted area imposta dal lanciatore. È stata

dunque definita una geometria media del serbatoio, lunghezza media, diametro medio del serbatoio e spessore medio della parete.

In base alla tecnologia produttiva utilizzata è possibile, infine, ottenere il valore dello spessore massimo e minimo di parete.

53

2.2.1

Profilo delle calotte

Lo studio delle possibili forme utilizzabili per lo sviluppo delle calotte da connettere alla parte cilindrica del serbatoio è stato effettuato considerando come profilo base quello indotto dallo sviluppo dell’equazione di Cassini data dalla seguente relazione:

( x2 _{+ n}2_·y2 ₎2 _{+ 2·m·a}2_{·( x}2 _{– n}2_·y2 _{) = a}4_{·( 1 + 2·m )}

di cui si ha una rappresentazione grafica in Figura 2.2.

Figura 2.2 Esempio di profilo cassiniano (m = -0.19 e n = 1.167).

dove con a è indicata la lunghezza del semiasse maggiore e con m ed n sono indicati i parametri del profilo cassiniano, variando i quali si ottiene il profilo semisferico (m = 0 e n=1), ellittico (m= 0 e n > 1) e cassiniano (m ≠ 0 e n ≠ 0), vedi Tabella 2.3.

54 Profilo m n Semisferico 0 1 Ellittico 1 0 1.414 Ellittico 2 0 1.125 Cassiniano 1 -0.19 1.167 Cassiniano 2 1 1.9

Tabella 2.3 Profili analizzati al variare dei parametri.

Queste tre famiglie sono state analizzate nell’ordine in cui sono state elencate, considerando che:

• il massimo sviluppo in altezza del serbatoio è di 5374 [mm]; • lo spessore t di riferimento per tutte le configurazioni è di 2 [mm]; • la pressione interna p applicata è di 0.22 [MPa];

• il raggio interno r del cilindro nel punto di giunzione con la calotta è di 2695 [mm].

Per mezzo di un’analisi di prima approssimazione delle caratteristiche tensionali e volumetriche delle calotte, eseguita attraverso un codice di calcolo sviluppato in ambiente Mathcad® da TAS-I e riassunte in Tabella 2.4, le tensioni nell’interfaccia, tra le calotte ed il cilindro, sono state comparate con quelle generate all’interno di un cilindro chiuso, sollecitato con la stessa pressione ed avente lo stesso spessore di parete t = 2 [mm], risultante dalla relazione:

[

]

0.22 2695 296.5 2 p r MPa t σ = ⋅ = ⋅ =

55 Profili Volume [m3] Stress at Apex [MPa] Stress at cylindrical barrel I/F [MPa] Dome Height at Apex [mm] Dome edge Deflection [mm] (14₎ Closed Cylinder Deflection [mm] Semisferico 41 148 148 2695 3.7 9 Ellittico 1 28.5 210 0 1906 -1.6 9 Ellittico 2 36.5 166 108 2393 2.3 9 Cassiniano 1 28.3 257 0 1818 -1.6 9 Cassiniano 2 42.5 244 296 2457 9 9

Tabella 2.4 Caratteristiche delle calotte al variare dei profili

Lo stato tensionale indotto dal carico genera uno spostamento del bordo della calotta che risulta non congruente con quello del cilindro chiuso per tutte le forme studiate, tranne per quella generata dal profilo Cassiniano 2.

Dai requisiti funzionali deriva che il volume interno del serbatoio, necessario al contenimento dei propellenti, deve essere almeno pari a 86.24 [m3_].

Considerando una riduzione di circa 1.5 – 2.0 [m3] dovuta alla presenza della common bulkhead e del relativo isolamento, il volume calcolato racchiuso dalla parte cilindrica e dalle calotte non può essere inferiore a 88 [m3_].

Attraverso l’utilizzo di Solidworks® prodotto dalla Dassault Systemes, programma di disegno parametrico assistito al calcolatore, ed avvalendosi dei dati espressi nella specifica, è stato possibile rappresentare, per tutte le configurazioni analizzate, la restricted area all’interno della quale può svilupparsi il serbatoio. La rappresentazione grafica e le rispettive dimensioni sono raffigurate in Figura 2.3 e Figura 2.4.

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Figura 2.3 Modello parametrico della restricted area

57 La creazione dei profili generatori delle calotte nel CAD (Computer Aided Design) è stata possibile attraverso l’inserimento di una serie di punti soddisfacenti l’equazione della curva, per i quali è stata fatta passare una

spline, fatta successivamente ruotare intorno all’asse longitudinale del cilindro. Tenendo presente la riduzione dei costi di produzione si è scelto di utilizzare lo stesso profilo per entrambe le calotte. Congiungendo le estremità delle calotte con una linea parallela all’asse longitudinale e utilizzando un’ulteriore operazione di rivoluzione si è generato un solido rappresentante il volume interno disponibile del serbatoio, dato dalla somma della parte cilindrica e delle calotte (Figura 2.5).

Figura 2.5 Esempio di costruzione del volume interno del serbatoio eseguito con Solidworks®

Di seguito verranno visualizzati i risultati delle soluzioni analizzate durante la fase di studio della conformazione geometrica del serbatoio.

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Calotta Sferica

Posto m = 0 e n = 1, l’equazione che descrive il profilo è la seguente: ( x2 _{+ y}2 _{) = 2695}2 Dome Height [mm] Cylinder Height [mm] Max Tank Volume [m3] 2695 0 83

Tabella 2.5 Caratteristiche della soluzione con calotta sferica

Figura 2.6 Soluzione con calotta sferica confrontata con la restricted area

Superficie esterna del serbatoio = 92 m2

La soluzione con calotta sferica e con altezza del cilindro ridotta, dovendo rimanere all’interno della restricted area, non può essere considerata valida in quanto risulta avere un insufficiente volume interno.

59

Calotta Ellittica 1

Posto m = 0 e n = 1.414, l’equazione che descrive il profilo è la seguente: ( x2 _{+ 1.414}2_·y2 _{) = 2695}2

Dopo aver determinato l’altezza della calotta, la sezione del cilindro è stata variata in modo da raggiungere l’obiettivo del volume interno di 88 [m3_].

Dome Height [mm] Cylinder Height for [mm] Total Tank height [mm] Max Tank Volume [m3] 1906 1318 5130 88

Tabella 2.6 Caratteristiche della soluzione con calotta ellittica 1

Figura 2.7: Soluzione con calotta ellittica 1 confrontata con la restricted area

Superficie esterna del serbatoio = 96.4 m2

La configurazione finale del serbatoio con le calotte con profilo ellittico soddisfa il requisito di volume, che rimane all’interno della zona consentita.

60

Calotta Ellittica 2

Posto m = 0 e n = 1.125, l’equazione che descrive il profilo è la seguente: ( x2 _{+ 1.125}2_·y2 ₎2 _{= 2695}4

Dopo aver determinato l’altezza della calotta, la sezione del cilindro è stata variata in modo da raggiungere l’obiettivo del volume interno di 88 [m3_].

Dome Height [mm] Max Cylinder Height [mm] Total Tank height [mm] Max Tank Volume [m3] 2393 586 5374 88

Tabella 2.7 Caratteristiche della soluzione con calotta ellittica 2

Figura 2.8 Soluzione con calotta ellittica 2 confrontata con la restricted area

Superficie del serbatoio = 94.5 [m2_]

Questa configurazione soddisfa i requisiti volumetrici e di ingombro ma, a differenza della soluzione precedente, risulta avere una superficie minore, con una conseguente riduzione di massa a parità di spessore.

61

Calotta Cassiniana 1

Posto m = -0.19 e n = 1.167, l’equazione che descrive il profilo è la seguente: ( x2 _{+ 1.167}2_·y2 ₎2 _{– 2·0.190 ·2695}2_{·( x}2 _{– 1.167}2_·y2 _{) = 2695}4_{·( 1 – 2·0.19 )}

Dopo aver determinato l’altezza della calotta, la sezione del cilindro è stata variata in modo da raggiungere l’obiettivo del volume interno di 88 [m3_].

Dome Height [mm] Cylinder Height [mm] Total Tank height [mm] Max Tank Volume [m3] 1818 1384 5020 88

Tabella 2.8 Caratteristiche della soluzione con calotta cassiniana 1

Figura 2.9 Soluzione con calotta cassiniana 1 confrontata con la restricted area

Superficie del serbatoio = 96.6 [m2]

Le calotte costituite dalla rivoluzione del profilo cassiniano suddetto e il conseguente cilindro soddisfano i requisiti di volume interno richiesto rispettando la restricted area.

62

Calotta Cassiniana 2

Posto m = 1 e n = 1.9, l’equazione che descrive il profilo è la seguente: ( x2 _{+ 1.9}2_·y2 _{)2 + 2·1·2695}2_{·( x}2 _{– 1.9}2_·y2 _{) = 2695}4_{·( 1 + 2·1 )}

Dopo aver determinato l’altezza della calotta, la sezione del cilindro è stata variata in modo da raggiungere l’obiettivo del volume interno di 88 [m3_].

Dome Height [mm] Cylinder Height [mm] Total Tank height [mm] Max Tank Volume [m3] 2457 126 5040 88

Tabella 2.9 : Caratteristiche della soluzione con calotta cassiniana 2

Figura 2.10 Soluzione con calotta cassiniana 2 confrontata con la restricted area

Superficie del serbatoio = 96.4 [m2_]

La configurazione finale del serbatoio con calotte generate da un profilo cassiniano 2 soddisfa il requisito di volume, che rimane all’interno della zona consentita.

63

Scelta della configurazione

La scelta della configurazione ottimale utilizzabile per lo sviluppo del serbatoio è stata effettuata considerando i seguenti parametri:

• MASSA

o Massima o Media • PRODUZIONE

o Lavorazione

 Numero di fasi d’integrazione  Complessità della lavorazione  Effetti della tolleranza

o Ispezione

 Geometria

 Damage tolerance

o Tecnologia di manutenzione e riparazione  Effetti geometrici

 Complessità o Progetto

 Complessità del progetto  Aree critiche

• COSTI RILEVANTI

o Costi ricorrenti per la produzione della struttura in una data configurazione

o Costi non ricorrenti necessari per qualsiasi processo di produzione e ispezione.

64 Dall’esame delle soluzioni presentate e in accordo con lo schema precedente si evidenzia che, in funzione della configurazione scelta a parità di volume racchiuso, si ottiene una diversa superficie esterna, la quale a parità di spessore di parete, corrisponde ad una diversa massa strutturale.

Il numero di passi d’integrazione per la produzione delle calotte con il processo di formatura scelto è uguale per tutte le tipologie di calotte studiate, ed è fortemente influenzato dalla sequenza di assemblaggio delle stesse.

La complessità di produzione e la tolleranza geometrica sono invece in relazione alla scelta della forma dei profili: più la forma adottata si avvicina a quella sferica senza variazioni di spessore, tanto più semplice sarà la formatura del profilo e minore la tolleranza indotta. Il processo di ispezione non è influenzato dalle variazioni di forma, anche se le geometrie con piccole variazioni di curvature lungo la direzione meridiana risultano essere più facilmente ispezionabili. Inoltre le forme di calotte che presentano dei bassi gradienti di tensione lungo il profilo sono meno sensibili al danno, grazie alla migliore distribuzione del carico di pressione applicato.

La riparazione e manutenzione di una calotta è legata alle seguenti caratteristiche geometriche:

• spessore base del materiale, costante o variabile; • spessore delle saldature, costante o variabile; • variazione della curvatura.

Se tali caratteristiche risultano essere di tipo variabile la difficoltà della riparazione aumenta di conseguenza.

Nessuna particolare difficoltà è prevista nel progetto delle diverse forme delle calotte descritte, anche se una maggiore complicazione nella fase di progettazione è legata al dimensionamento del profilo della calotta a spessore variabile.

65 Analizzando i parametri esposti in precedenza e valutando gli aspetti positivi delle diverse configurazioni utilizzate risulta che la forma più idonea delle calotte per l’implementazione del progetto della struttura del serbatoio metallico è quella generata dal profilo Ellittico di tipo 2.

66

2.2.2

Parete cilindrica

Analogamente a quanto fatto per la scelta delle calotte, per le pareti degli elementi cilindrici, quali: Upper Skirt, Cylindrical Section e Lower Skirt, è stato effettuato uno studio volto a definire la migliore configurazione strutturale adottabile.

Tale studio ha come scopo ultimo la comparazione delle possibili tipologie costruttive risultano essere:

• guscio: monocoque shell;

• guscio rinforzato: isogrid stiffened shell; • guscio rinforzato: ortogrid stiffened shell.

Per effettuare tale comparazione sono state considerate le seguenti fasi: 1. determinazione delle pressioni e dei carichi indotti sulla

sezione di guscio;

2. determinazione del minimo spessore di parete necessario per

supportare il carico agente (considerando anche l’effetto del buckling); 3. valutazione della configurazione isogrid necessaria per il

soddisfacimento del requisito di resistenza;

4. valutazione della configurazione waffle necessaria per il soddisfacimento del requisito di resistenza;

67 I materiali considerati in questa fase sono le leghe di alluminio 2219 T815 _e 2195 T816_{. La prima, a temperatura ambiente, ha come caratteristiche di} resistenza i seguenti valori:

• Fty,cy = 345 [MPa], tensione di snervamento in trazione e compressione;

• Ftu = 434 [MPa], tensione di rottura.

La seconda a temperatura ambiente, presenta i seguenti valori caratteristici di tensioni:

• Fty,cy = 580 [MPa], tensione di snervamento a trazione e compressione;

• Ftu = 615 [MPa], tensione di rottura.

La scelta iniziale delle leghe sopra citate, che serviranno per il dimensionamento preliminare, è basata sull’esperienza accumulata da TSA-I per applicazioni criogeniche, infatti suddette leghe potranno essere sostituite in fase di sviluppo prima di arrivare alla realizzazione del serbatoio dimostratore.

15

L’2219 T8 è una lega di alluminio, la cui composizione chimica è 6,3 Cu – 0,3 Mn – 0,18 Zr – 0,1 V – 0,06 Ti, soggetta ad un trattamento termico di tempra.

16

L’2195 T8 è una lega di alluminio, la cui composizione chimica è: 3,7-4,3 Cu; 0,8-1,2 Li; 0,25- 0,80 Mg; 0,25-0,60 Ag; 0,08-0,16 Zr; 0,25 max Mn; 0,15 max Fe; 0,12 max Si, soggetta ad un trattamento termico di tempra.

68

2.2.2.1

Determinazione dei carichi agenti sulla

struttura

Considerando tutti i carichi agenti sulla struttura dati da specifica, si è scelta, come caso di carico dimensionante per le strutture in oggetto, la combinazione descritta qui di seguito:

Internal Gas Pressure – LH

2

Compartment:

PGAS_MIN: 1,25 [bar]

PGAS_MAX: 2,22 [bar]

Lower Stage Flight – Wind and Gust:

Φ _N_MIN Φ _N_MAX Φ _M_MIN Φ _M_MAX Φ _MIN Φ _MAX -128[N/mm] -62 [N/mm] -210 [N/mm] 210 [N/mm] -338 [N/mm] 148 [N/mm]

Tabella 2.10 Flussi di carico considerati nello studio della configurazione di parete

dove:

Φ_MAX indica il massimo flusso di carico assiale, traente, generato dalle azioni

normali massime traenti ΦN_MAX, e dal momento flettente massimo ΦM_MAX,

agenti sulla struttura [N/mm];

Φ_MIN indica il massimo flusso di carico assiale, di compressione, generato dalle azioni normali minime ΦN_MIN, e dal momento flettente minimo ΦM_MIN,

agente sulla struttura [N/mm].

Tali flussi, riassunti nella Tabella 2.10, dovranno essere considerati costanti lungo la circonferenza di applicazione e verranno di seguito raggruppati in carichi di: compressione, trazione e circonferenziali.

69

Compressione

Tenuto conto dei coefficienti di sicurezza scelti, 1,10 e 1,25, rispettivamente a snervamento e a rottura, vengono definiti i seguenti flussi compressivi:

Flusso compressivo a snervamento = - 338 [N/mm] x 1,10 = -371,8 [N/mm] Flusso compressivo a rottura = - 338 [N/mm] x 1,25 = 422,5 [N/mm]

I carichi di pressione, considerati agenti sulla parete del cilindro di raggio 2695 [mm], inducono un’azione nella direzione longitudinale di:

(PGAS_MAX x Radius) / 2 = 0,222 x 2695 / 2 = 299 [N/mm]

(PGAS_MIN x Radius) / 2 = 0,125 x 2695 / 2 = 168,5 [N/mm]

Tale azione risulta essere sempre di tipo traente e quindi alleviante. Pertanto, il fattore di sicurezza utilizzato è pari all’unità. Il valore di flusso compressivo, massimo e minimo, viene calcolato utilizzando il contributo alleviante di pressione agente in contemporanea con il flusso compressivo a rottura, e vale:

FCmax = -422,5 + 168,5 = -254 [N/mm]

FCmin = -422,5 + 299 = -123,5 [N/mm]

Trazione

Il massimo flusso a trazione agente è determinato utilizzando i fattori di sicurezza sopra citati e vale:

Flusso a trazione a snervamento = 148 [N/mm] x 1,10 = 162,8 [N/mm] Flusso a trazione a rottura = 148 [N/mm] x 1,25 = 185 [N/mm]

A quest’ultimo si somma sia l’azione del carico di pressione massimo di 299 [N/mm] che minimo di 168 [N/mm] i quali sono stati opportunamente moltiplicati per il coefficiente a rottura:

FPmax = 299 x 1,25 = 374 [N/mm]

70 Da tale somma si ottiene il flusso totale di trazione massimo e minimo.

FTmax = 185 + 374 = 559 [N/mm]

FTmin = 185 + 210 = 395 [N/mm]

Circonferenziale

Il carico circonferenziale indotto dalla pressione interna agente sulla parete cilindrica, in ogni condizione non alleviante, vale:

PGAS_MAX x Radius = 0,222 x 2695 = 598 [N/mm]

PGAS_MIN x Radius = 0,125 x 2695 = 337 [N/mm]

Considerando i coefficienti moltiplicativi elencati in precedenza, i valori a rottura diventano:

HTmax = 598 [N/mm] x 1,25 = 748 [N/mm]

HTmin = 337 [N/mm] x 1,25 = 422 [N/mm]

Data la natura biassiale del carico, longitudinale e circonferenziale, è possibile determinarne uno equivalente attraverso l’utilizzo della relazione di Von Mises. y x y x VM

σ

σ

σ

σ

σ

= 2+ 2− ⋅

71 TRAZIONE ASSIALE [ N / mm ] CIRCONFERENZIALE [ N / mm ] VON MISES [ N / mm ] p_MASSIMA 559 748 674 p_MINIMA 395 422 452

Tabella 2.11 Flussi di trazione applicati e relativo valore equivalente di Von Mises

COMPRESSIONE ASSIALE [ N / mm ] CIRCONFERENZIALE [ N / mm ] VON MISES [ N / mm ] p_MASSIMA -123.5 748 817 p_MINIMA -254 422 592

72

2.2.3

Determinazione del minimo spessore di parete del

guscio

Il progetto del serbatoio deve essere effettuato tenendo conto del processo di ottimizzazione necessario alla minimizzazione della massa strutturale e nel rispetto dei margini di sicurezza MoS (Margin of Safety), i quali vengono determinati nel seguente modo:

1 ALLOWABLE LIMIT MoS SF σ σ = − ⋅ dove:

σ

ALLOWABLE è la tensione ammissibile del materiale, a rottura o snervamento;

σ

LIMIT è la tensione indotta dal carico massimo agente sul componente;

SF è il coefficiente di sicurezza, a rottura o a snervamento.

Tenuto conto che le specifiche progettuali prevedono che almeno in un punto del componente si abbia un MoS = 0, considerati i risultati riportati in Tabella 2.11 e Tabella 2.12 e preso come materiale di riferimento il 2195 T8, è possibile determinare lo spessore minimo necessario per la parete.

Allora l’azione traente del flusso di Von Mises, ottenuta con una pressione interna pari a 0.222 [MPa], sarà supportata da uno spessore di parete minimo a rottura che vale:

[

]

2 674 min, 1.1 , 615 VM N F mm t u mm N Ft u mm       = = =      

73 Per quanto riguarda la resistenza a compressione, il calcolo dello spessore minimo è stato eseguito prendendo come riferimento il tratto cilindrico di lunghezza 1455 [mm] e diametro 5390 [mm]. L’azione alleviante della pressione interna non è stata considerata nella definizione del carico agente, il quale varrà quindi FA = 422,5 [N/mm]. Il calcolo dello spessore minimo è stato svolto utilizzando l’ambiente computazionale di Mathcad®, esposto in seguito, in cui è stato automatizzato il procedimento di calcolo descritto dal report NASA SP-800717_{, all’interno del quale viene anche considerato il} contributo alleviante della minima pressione interna del cilindro.

74

2.2.4

Calcolo del carico di buckling di un cilindro.

Di seguito viene riportato il foglio di calcolo realizzato ed utilizzato per la determinazione del carico di buckling di un cilindro in compressione secondo quanto descritto nel NASA SP-8007. Definito il valore dello spessore di parete, viene calcolata la massa e dopo aver inserito il coefficiente relativo al contributo alleviante di pressione (deltagamma), il codice di cui sopra determina il massimo carico ammissibile secondo le relazioni descritte; noti i flussi agenti, viene inoltre calcolato il Margin of Safety in funzione del quale avviene la determinazione della configurazione da utilizzare.

77 Sulla base di detti calcoli risulta necessario, per garantire la stabilità della struttura sotto il carico di compressione applicato, utilizzare uno spessore di parete del guscio (t_monocoque) di 5 [mm], maggiore quindi di quello necessario per i flussi a trazione tmin,u=1,1 [mm]. Il carico critico dimensionante è determinato in funzione della rigidezza flessionale della struttura:

[

]

3 5 2 8.669 10 12(1 ) t D E N mm ν = ⋅ = ⋅ ⋅ −

la quale verrà di seguito utilizzata per il confronto delle diverse tipologie costruttive.

78

2.2.5

Valutazione

della

configurazione

ISOGRID

necessaria per il soddisfacimento dei requisiti di

resistenza.

Tenendo presente che la rigidezza flessionale necessaria è: D=8.669·105

[N·mm], considerando la conformazione della struttura resistente e il posizionamento relativo al serbatoio descritto in Figura 2.11, effettuate una serie di iterazioni in presenza di eventuali problematiche durante il processo produttivo (per esempio l’eccessivo sforzo richiesto per la formatura del pannello dovuta all’elevata rigidezza del pannello), sono state individuate le seguenti dimensioni necessarie per il soddisfacimento del requisito di stabilità per la configurazione isogrid:

• tasche triangolari di lato l = 120 [mm] • spessore degli irrigidimenti tr = 2 [mm]

• spessore base della parete ts = 2 [mm]

• altezza degli irrigidimenti hr = 11 [mm]

Una parete costruita nel suddetto modo sarà dotata di una rigidezza flessionale, nella direzione 1, che vale:

3 2 5 1 2 9.094 10 [ ] 12(1 ) (1 ) s t D E

β

N mm

ν

α

= ⋅ = ⋅ ⋅ − + Dove: 0.106 4.25 α β = =

Tali valori vengono ottenuti dalle relazioni fornite dal documento NASA SP-8007 [8].

79

Figura 2.11 Conformazione isogrid e relativo orientamento rispetto al serbatoio

Dal punto di vista della massa la configurazione descritta risulta essere equivalente ad un guscio con spessore di parete teq = 2.63 [mm] < t_mon = 5 [mm]. I valori delle tensioni interne indotte sulla struttura dai flussi di carico applicati, come descritto in Tabella 2.13, sono riportati nella Tabella 2.14, dove sono evidenziati i valori critici.

CASI ASSIALE [N/mm] CIRCONFERENZIALE [N/mm] 1 Compressione -123.5 748.0 2 Compressione -254.0 422.0 3 Trazione 559.0 748.0 4 Trazione 395.0 422.0

80

Tabella 2.14 Tensioni indotte nella pelle e negli irrigidimenti dai carici applicati nella struttura isogrid

Le tensioni massime indotte dai casi di carico applicati alla struttura risultano essere sempre inferiori alle tensioni ammissibili, a snervamento e a rottura, della lega di alluminio 2195 T8 considerata. Pertanto, la configurazione scelta è in grado di sostenere i carichi applicati con buoni margini di sicurezza ed una massa di:

[

]

6 5390 2 2 1455 2.63 2.71 10 176 2 m_{= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅}π R l teq_⋅ρ_{= ⋅ ⋅}π _{⋅ ⋅ ⋅ ⋅} − _{= ⋅} Kg

81

2.2.6

Valutazione della configurazione ORTOGRID

necessaria per il soddisfacimento dei requisiti di

resistenza.

Analogamente a quanto fatto per la parete isogrid, anche nella configurazione di tipo ortogrid le caratteristiche geometriche necessarie per il raggiungimento della rigidezza flessionale sono state ottenute attraverso l’esecuzione di un processo iterativo. Le linee guida utilizzate sono le stesse delle precedenti:

• tasche rettangolari di lato l = 120 [mm]; • spessore degli irrigidimenti tr = 2 [mm];

• spessore base della parete ts = 2 [mm];

• altezza degli irrigidimenti hr = 11.5 [mm].

Tale forma fornisce una rigidezza flessionale di D = 8.790·105 _[N·mm],

leggermente maggiore della parete a guscio con spessore t_mon = 5 [mm].

Figura 2.12 Conformazione ortogrid della parete cilindrica.

Dal punto di vista della massa la suddetta configurazione ortogrid risulta essere equivalente ad un guscio con spessore di parete di teq = 2.38 [mm].

82 Le tensioni indotte sulla pelle e sugli irrigidimenti della parete, quando quest’ultima viene sottoposta ai casi di carico descritti in Tabella 2.13, sono state riportate in Tabella 2.15, mettendone in evidenza i valori critici.

Tabella 2.15 Tensioni indotte nella pelle e negli irrigidimenti dai carici applicati nella struttura ortogrid

Dall’esame dei risultati ottenuti si evince che la parete nella configurazione ortogrid in lega di alluminio 2195 T8 risulta essere in grado di sostenere i carichi applicati con un buon margine di sicurezza e con una massa di:

[

]

6 5390 2 2 1455 2.38 2.71 10 159 2 m_{= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅}

π

R l teq_⋅

ρ

_{= ⋅ ⋅}

π

_{⋅ ⋅ ⋅ ⋅} − _{= ⋅} Kg

83

2.2.7

Scelta della configurazione

La scelta della configurazione geometrica ottimale da utilizzare per le pareti cilindriche del serbatoio è stata effettuata considerando i parametri caratteristici di cui al paragrafo 2.2.1. Con particolare riferimento al processo di produzione, nella scelta si è tenuto conto che il numero di operazioni necessarie per la produzione della parte cilindrica del serbatoio non è in funzione della tipologia di conformazione considerata, ma dello spessore delle piastre della lega 2195 T8 presenti in commercio. Se invece consideriamo la complessità costruttiva, ciò non risulta essere vero; infatti, la difficoltà di produzione è legata alla lavorazione del singolo pannello nella configurazione piana e al conseguente processo di formatura che dovrà avvenire senza rotture. A causa della presenza degli irrigidimenti, le soluzioni rinforzate saranno quelle in cui tale difficoltà sarà più elevata. In particolar modo tra le due soluzioni studiate la configurazione che maggiormente presenta questa problematica, considerando la propria natura ortotropa, è la ortogrid. Per garantire appieno il rispetto delle tolleranze di progettazione, durante la fase di produzione del pannello piano irrigidito, è necessario utilizzare una macchina utensile con un adeguato livello di rigidezza.

Il processo di ispezione della struttura in questo caso risulta essere fortemente influenzato dalla scelta della configurazione, in particolar modo la forma più semplice da ispezionare è quella a guscio, mentre quella che presenta maggiori difficoltà è la parete irrigidita attraverso le ribs poste a 120 [°].

Altresì la presenza degli irrigidimenti genera un fenomeno di rallentamento della crescita dei difetti all’interno della struttura, soprattutto quando detti irrigidimenti sono posti a 0 e 90[°] e cioè lungo le direzioni principali delle tensioni. Il processo di riparazione e manutenzione, riferito alla pelle della parete, risulta essere più complesso per le pareti irrigidite e in particolar modo per la isogrid rispetto alla parete liscia.

84 Per quanto riguarda la fase di progettazione, bisogna valutare che il dimensionamento delle pareti irrigidite sia, a differenza di quello per le pareti lisce, caratterizzato dai seguenti punti critici:

• dimensionamento delle tasche della griglia;

• dimensionamento degli irrigidimenti: altezza e spessore, tenendo conto del processo di formatura e quindi dell’eventuale fenomeno di buckling locale, dei carichi locali e di servizio;

• dimensionamento delle zone di transizione tra pareti irrigidite e non. La presenza di nodi e irrigidimenti permette una più facile installazione dei dispositivi interni.

I costi ricorrenti risultano essere inferiori per la configurazione ortotropa in virtù delle minori problematiche nel processo produttivo iniziale.

Anche se da quanto esposto si deduce che con la configurazione monocoque si otterrebbe la massima riduzione dei costi, facilità di progetto, di produzione e di ispezione, una forte penalizzazione nella scelta di questa soluzione è data dall’elevata massa, m_mon = 335 [kg], necessaria per il soddisfacimento dei requisiti di resistenza richiesti, a differenza di m_iso = 176 [kg] e m_ort = 159 [kg] rispettivamente della isogrid e ortogrid. Tenuto conto di ciò e di quanto espresso sopra, si sceglie come configurazione di parete da utilizzare nella parte cilindrica del serbatoio la conformazione waffle, con tasca di lato 120x120 [mm], tenendo in considerazione che il risparmio di massa sarà disponibile come ulteriore carico pagante utilizzabile sul lanciatore su cui verrà installato.

85

2.3

Configurazione completa (Calotte e Cilindro)

La configurazione finale della struttura del serbatoio, frutto delle analisi e delle conseguenti soluzioni progettuali considerate fino a questo stadio di sviluppo del progetto, è rappresentata in Figura 2.13 e Figura 2.14 attraverso una serie di superfici e solidi parametrici. Tale configurazione ancora “base” potrà subire delle modifiche attraverso un opportuno processo di feedback, in funzione dei risultati forniti dalle analisi numeriche che verranno effettuate utilizzando il metodo degli elementi finiti e applicando opportunamente tutte le condizioni di carico e di vincolo previste dalle specifiche di progettazione.

86

87

2.4

Parti metalliche (materiali, processo di formatura

e tecnica di saldatura)

Materiali metallici di base da utilizzare per la parete del serbato

La scelta del materiale metallico da impiegare per la realizzazione del serbatoio passa attraverso un trade-off di parametri da valutare prima di giungere alla scelta finale. Le leghe tradizionalmente impiegate per applicazioni criogeniche sono quelle di alluminio, acciaio e titanio. Per tali leghe i parametri di trade-off considerati sono di seguito esposti:

• prestazioni meccaniche del materiale a temperatura ambiente (Room Temperature) e criogenica;

• saldabilità del materiale con le tecniche attuali;

• prestazioni meccaniche di giunzioni saldate (RT e criogeniche); • disponibilità sotto forma di lastre e forgiati;

• costo del materiale;

• compatibilità con i fluidi da contenere (LOX, LH2);

• densità;

• stress corrosion;

• possibile infragilimento da contatto con LH2.

Il soddisfacimento di tali parametri e l’intensa attività sperimentale condotta nell’ultimo decennio, su applicazioni in campo criogenico e non, hanno prodotto una considerevole quantità di dati che indirizzano la scelta verso le leghe di alluminio.

Queste ultime riescono a garantire, a differenza delle leghe d’acciaio e titanio, buone prestazioni all’interno di un range di temperatura che va da un minimo 3 [k] fino ad un massimo di 673 [k].

88 Di conseguenza la scelta del materiale si restringe alle leghe di Al tenendo in considerazione il loro comportamento nel range di temperatura tipico della propulsione criogenica compreso fra i 20 e gli 80 [k].

Esistono molti dati in letteratura che confermano le buone proprietà meccaniche e fisiche delle leghe d’alluminio tradizionali in condizioni criogeniche; un esempio è illustrato in Figura 2.15, dove si riportano le variazioni percentuali delle principali proprietà meccaniche rispetto alle temperatura ambiente [5].

Figura 2.15 Confronto delle proprietà meccaniche della lega Al a temperatura ambiente e criogenica

Come si può vedere dal grafico sopra, alle temperature criogeniche, una lega d’alluminio tradizionale presenta in molti casi miglioramenti percentuali delle varie proprietà meccaniche e fisiche rispetto alle condizioni ambiente.

Le leghe d’alluminio utilizzate in campo spaziale per applicazioni criogeniche sono quelle della serie 2000, 6000 e 7000. L’impiego di tali leghe è

89 esplicitamente trattato nel capitolo 3 della MIL-HDBK-518_{. Nella Tabella 2.16} possiamo trovare vari esempi di applicazioni di queste leghe.

Alloy Temper Composition Properties T service (k) Note

2219 T8 Al-Cu combination of

strength and fracture toughness

80 Readily welded (AR 4

and AR 5 used)

6061 T6 Al-Mg-Si-Cu good fracture

toughness yield strength is lower than that of alloy 2219-T87

80 Very good corrosion

resistance.

Very good weldability Not suitable for very complex cross sections

7020 T6 Al-Zn-Mg AR 4 and AR 5 used

7039 T6 Al-Zn-Mg good combination of strength and fracture toughness 80 weldable 7050, 7150 & 7075, 7475 T7 T7 Al-Zn-Mg-Cu-Zr, Al-Zn-Mg-Cu, gradual decrease in toughness with decrease in temperature 80 high strength,

not fusion weldable

Tabella 2.16 Proprietà delle differenti leghe utilizzati in campo criogenico

Oltre alle leghe tradizionali sopra esposte, nel trade-off che porterà alla scelta finale del materiale da impiegare vanno considerate anche le leghe alluminio-litio. Queste ultime, commercializzate da pochi anni, interessano molto il settore aeronautico e spaziale grazie alle buone proprietà meccaniche che possiedono e soprattutto al ridotto peso della lega; infatti il litio è il metallo più leggero che esista, con una densità pari a 0.53 [gr/cm3_{]. Queste leghe}

vengono designate con la serie “2000” se il tenore del litio è inferiore a quello del rame, mentre assumono la serie “8000” se il tenore del litio è superiore; le più impiegate sono elencate in Tabella 2.17, dove vengono anche riportate le composizioni chimiche.

90 Alloy Cu Li Zr Others 2090 2.7 2.2 0.12 - 2091 2.1 2.0 0.1 - 8090 1.3 2.45 0.12 0.95 Mg 2195 4.7 1.3 0.14 0.4 Ag 0.4 Mg 2095 5.4 1.3 0.14 0.4 Ag 0.4 Mg

Tabella 2.17 Composizione chimica delle leghe Al-li

I vantaggi principali delle leghe Al-Li sono: • bassa densità;

• aumento del modulo elastico di circa il 6%; • eccellente resistenza alla corrosione;

• buona resistenza alla fatica;

• ottima resistenza alla propagazione delle cricche; • buona saldabilità.

Lo svantaggio più importante che invece la lega presenta è il costo che supera di ben tre volte quello della lega tradizionale, ma ciò è compensato dalla notevole riduzione di peso che si potrà ottenere dal loro utilizzo.

Da quanto esposto fino ad ora, e come già fatto nei calcoli precedenti per il dimensionamento della struttura, la strada che si perseguirà in TAS-I per la realizzazione del progetto sarà quella di utilizzare la lega Al-Li, in particolare la 2195 T8.

Una volta scelto il materiale si passerà alla scelta del processo di formatura da utilizzare per la realizzazione della calotta e della parte cilindrica.

91

Scelta del processo di formatura per la calotta

Negli ultimi anni TAS-I è stata coinvolta nel programma FAST2 dell’ASI (Agenzia Spaziale Italiana) per la realizzazione di calotte per serbatoi con la tecnica Spin forming. Questa è una tecnica di lavorazione a freddo di semplice realizzazione ed economicamente efficace per la produzione di strutture assial-simmetriche cave. Si parte da una piastra circolare del materiale scelto, la quale viene forzata contro uno stampo (mandrino) uguale al profilo interno del pezzo da realizzare e fatta ruotare ad elevata velocità da una macchina apposita (che può essere un comune tornio); da ultimo, tramite dei rulli, la lamiera viene deformata plasticamente sul mandrino fino a che ne assuma la forma. Lo spessore del pezzo finito risulterà diverso dallo spessore della piastra di partenza, poiché la lamiera viene anche tirata sul mandrino.

Il programma FAST2 [5] è in fase molto avanzata, infatti sono stati realizzati con la tecnica sopra citata calotte di serbatoi dimostratori in lega Al-Li a partire da piastre monolitiche circolari , come schematizzato in Figura 2.16. Il problema principale riscontrato nel programma FAST2 era costituito dalla difficoltà di ottenere una calotta dotata sia dalla flangia di interfaccia con il lanciatore (Y-ring) che dalla flangia superiore necessaria per il bullonaggio della botola superiore. Tuttavia questo problema è stato superato grazie alle limitate dimensioni della calotta (1.3 [m] di diametro).

Per calotte di dimensioni maggiori con diametri fino a 5 [m] questa tecnica risulta molto costosa e richiede tempi di lavorazioni molto lunghi, infatti le dimensioni della piastra monolitica di partenza sarebbero molto elevate e quindi difficili da reperire in commercio. Ciò comporta la necessità di un assemblaggio iniziale della piastra, attraverso saldatura delle parti, fino ad arrivare al diametro richiesto, inoltre le dimensioni del mandrino e del tornio risultano anch’esse molto elevate; per questo si preferiscono altre tecniche per la realizzazione di calotte di grandi dimensioni, come ad esempio il peen forming.

92

Figura 2.16 Processo di produzione della calotta con spin forming

Questa tecnica è molto utilizzata in campo aeronautico per componenti di grandi dimensioni che devono essere deformati con ampi raggi di curvatura, come ad esempio pannelli alari( Figura 2.17) o di fusoliera.

93

Figura 2.17 Processo peen forming in uno skin alare

Il processo di lavorazione avviene attraverso l’utilizzo di piccole sfere in acciaio lanciate ad alta velocità sulla superficie da trattare fino a creare la curvatura del pezzo. Il peen forming risulta quindi una tecnica economicamente vantaggiosa e di facile applicazione; una schematizzazione del processo è rappresentata in Figura 2.18.

Figura 2.18 Schema del processo

I vantaggi che questa tecnica offre, oltre quelli già citati, sono: • il processo avviene a temperatura ambiente;

94 • le parti trattate mostrano una maggiore resistenza alla fatica grazie allo stato di tensioni residue di compressione superficiale, generato dalla pallinatura;

• aumento della durezza superficiale;

• aumento della resistenza allo stress corrosion; • disponibilità del processo nel contesto europeo.

Considerando tutto ciò si è deciso di realizzare le calotte con la suddetta tecnica. Nella fase iniziale la lamiera viene tagliata a spicchi, i quali saranno curvati attraverso la pallinatura ed infine saldati insieme creando la calotta finale vedi Figura 2.19.

Figura 2.19 Taglio degli spicchi trattamento peen forming e assemblaggio finale

Una volta saldati i vari spicchi, in una seconda fase verranno saldate la flangia di interfaccia con il lanciatore (Y-ring) e la flangia superiore necessaria per il bullonaggio della botola superiore (parte in verde nella Figura 2.19).

95

Scelta del processo di formatura della parte cilindrica

Per ciò che riguarda la parte cilindrica che presenta una struttura waffle non si prevedono sviluppi tecnologici, bensì si utilizzerà una tecnologia consolidata come la Age Creep Forming. È una particolare tecnica di formatura che utilizza il creep (scorrimento viscoso) per formare una struttura. È stata applicata con successo nella costruzione di skin alari e pannelli di sistemi spaziali in lega di alluminio ottenuti per lavorazione alle macchine utensili. La struttura curva è sostituita molto più semplicemente, da una struttura piana irrigidita, come nel caso della parte cilindrica del serbatoio in oggetto, che successivamente viene deformata per creep riscaldando in autoclave ed applicando una pressione per mezzo di un sacco a vuoto (Figura 2.20). La struttura viene sostenuta con uno stampo che darà la forma finale al componente. Nel caso delle leghe di alluminio la temperatura di esercizio è dell’ordine di 150-170 [°C], per un tempo esecuzione di 12-24 ore.

96

Saldatura delle parti metalliche

Per la saldatura delle parti metalliche sono attualmente disponibili in TAS-I diverse tecniche che vanno dal TIG (Tungsten Inert Gas) al VPPA (Variable Polarità Plasma Arc) fino alla più moderna FSW (Friction Stir Welding), sebbene un rapido trade-off sarà effettuato per la scelta dell’appropriata tecnica di saldatura. Ricordando che la lega scelta per le parti metalliche è l’Al-Li, difficilmente saldabile con le tecniche tradizionali, per le motivazioni che di seguito verranno esposte, la scelta della tecnica di base per l’assemblaggio delle varie parti del serbatoio è la FSW.

La Friction Stir Welding (FSW) è stata inventata e sviluppata nel 1991 dal The Welding Institute (TWI). Tale processo si dimostrò particolarmente adatto ad unire pezzi in lega leggera (leghe di alluminio e magnesio), altrimenti difficilmente saldabili. La FSW è un particolare processo di saldatura per attrito che unisce i vantaggi derivanti da una saldatura allo stato solido ad una semplicità ed economicità di funzionamento della saldatura stessa. Questa si realizza facendo passare lungo la giunzione una punta (pin) ruotante lunga quasi quanto lo spessore da saldare Figura 2.21.

Figura 2.21 Particolari dell’utensile rotante.

Il calore prodotto per attrito nel contatto pin-lamiere produce una zona plasticizzata intorno al pin, il quale, avanzando, rimuove il metallo

97 anteriormente e lo sposta posteriormente (Figura 2.22); per aumentare la quantità di calore prodotto per attrito, il pin presenta una spalla che striscia sulla superficie da unire.

Figura 2.22 Porzione di materiale spostato dall’utensile.

La Figura 2.23 mostra la sequenza completa con la quale avviene il processo di saldatura [11].

Figura 2.23 Rappresentazione della sequenza di saldatura

98 • riduzione dei costi di produzione: le macchine utilizzate sono energeticamente efficienti, nel senso che possono saldare con una sola passata elevati spessori richiedendo una potenza al limite di 3 kW; • il processo non fa uso di gas di protezione o materiale d'apporto; • non è richiesta la cianfrinatura dei giunti;

• non è necessario eliminare lo strato di ossido prima di saldare; • è possibile saldare in qualunque posizione;

• assenza di porosità e cricche;

• trattandosi di una saldatura allo stato solido non avviene dispersione degli elementi di lega;

• saldabilità di diversi tipi di leghe fra loro;

• il processo non genera problemi di sicurezza e salute individuali, quali fumo o radiazioni;

• limitato apporto termico (piccole distorsioni); • formazione di una grana molto fine.

Mentre gli svantaggi sono:

• la velocità di saldatura è sicuramente più bassa di un qualunque processo di saldatura ad arco;

• necessità di fissare rigidamente i giunti contro un supporto, per evitare che le elevate forze in gioco possano spostare o deformare gli elementi da saldare;

• la presenza di un foro a fine percorso.

Scelti il materiale, la tecnica di formatura e saldatura, si passa ad una successiva fase di sviluppo che prevede un accurato studio della soluzione

99 progettuale in esame, utilizzando il metodo degli elementi finiti con software dedicati; tali studi porteranno alla progettazione finale del serbatoio dimostratore in vera grandezza, il quale sarà provato nelle condizioni tipiche di utilizzo. Questa seconda fase di sviluppo, che non sarà oggetto di trattazione, procede abbastanza celermente.

Questo primo periodo di lavoro è stato finalizzato all’acquisizione di competenze di base relative ai software da utilizzare e soprattutto al metodo di lavoro di un team aziendale. Tali conoscenze hanno consentito la realizzazione di una configurazione plausibile del serbatoio da installare nell’upper stage che è stata esposta in questo capitolo. Sarà così possibile procedere allo studio di un avamprogetto della schermatura termica da apporre al serbatoio. La progettazione di tale schermatura è un’altra importante attività a cui si sta lavorando in TAS-I nel piano di sviluppo europeo per la realizzazione di futuri lanciatori NGL e che costituirà il punto focale del presente lavoro.