Capitolo 1

Capitolo 1

Introduzione

Un materiale composito può essere definito come un materiale costituito da due o più componenti, chiaramente identificabili, i quali conferiscono al prodotto finito delle proprietà diverse da quelle caratteristiche dei singoli componenti. I materiali compositi utilizzati in ingegneria sono tipicamente costituiti da fibre continue di elevato modulo o di elevata resistenza tenute insieme da una matrice essenzialmente omogenea; a tali materiali si dà la denominazione di compositi avanzati. La funzione principale della matrice è quella di tenere unite le fibre, le quali costituiscono l’elemento resistente.

1.1 Sviluppo storico ed affermazione dei materiali

compositi nel settore aeronautico

I grandi risultati ottenuti nel campo dei materiali compositi moderni si devono anche al grosso impegno sia economico che umano profuso dalle industrie, e tra queste in prima linea ci sono le industrie aerospaziale e aeronautica, nella ricerca tecnologica. In questi campi, infatti, innumerevoli sono gli sforzi per ottenere il miglior compromesso tra resistenza, peso, e costo delle strutture degli aeromobili, in quanto il raggiungimento di tale scopo permette di ottenere prestazioni molto buone sia in termini assoluti sia in termini di risparmio energetico, a parità di condizioni d’impiego. I materiali metallici sviluppati in un recente passato, quali le leghe di alluminio e titanio, non hanno soddisfatto pienamente le condizioni precedentemente esposte, specie per

valori di peso molecolare, ossia litio, berillio, boro e carbonio; scartati il litio e il berillio perché costosissimi e poco reperibili (anche se il berillio viene ancora usato in alcune parti dei satelliti), le ricerche si sono concentrate su boro e carbonio. In Tabella 1.1 è mostrato un confronto tra le proprietà di alcuni materiali che trovano largo impiego in campo aerospaziale, mentre la Figura 1.1 confronta i tipici grafici sforzo-deformazione per le fibre di carbonio, aramidiche e vetro. Le fibre di carbonio forniscono la migliore combinazione tra elevata resistenza meccanica, elevata rigidezza (elevato modulo) e bassa densità, ma presentano una bassa capacità di allungamento.

Materiale ρ (g/cm3) E (GPa) σr (GPa)

β (10-6 °C-1) E/ρ σr/ρ Acciaio 7.80 210.0 1.250 12.0 26.9 0.160 Alluminio 2.70 70.0 0.450 24.0 25.9 0.167 Titanio 4.50 116.0 0.890 9.0 25.8 0.198 Vetro A 2.50 69.0 3.040 8.6 27.6 1.216 Vetro E 2.60 72.4 3.447 5.0 27.8 1.326 Vetro C 2.49 86.2 2.068 5.0 34.6 0.831 Vetro S 2.55 86.9 4.585 5.6 34.1 1.798 Kevlar 29 1.44 62.0 2.758 -2.0 43.1 1.915 Kevlar 49 1.44 124.0 3.792 -2.0 86.1 2.633 Kevlar 149 1.44 186.0 3.445 -2.0 129.1 2.392 Boro 2.50 400.0 3.450 1.5 160.1 1.380

Carbonio Hight Strenght 1.75 227.0 3.102 -0.4 129.7 1.773

Carbonio Medium Module 1.74 275.0 4.295 -0.4 158.0 2.468

Carbonio Hight Module 1.81 358.0 2.482 -0.4 197.8 1.371

Carbonio Ultra Hight Module 1.96 517.0 1.816 -0.5 263.8 0.927

Carbonio Extra Hight Module 2.15 689.0 2.240 -0.5 320.5 1.042

Figura 1.1 : Grafici sforzo-deformazione per le fibre di carbonio, aramidiche e vetro, [ 1 ]

La Figura 1.2 confronta la resistenza a trazione specifica con il modulo elastico specifico di diversi tipi di fibre di rinforzo. Questo confronto mostra gli eccezionali rapporti resistenza meccanica-peso delle fibre di carbonio e aramidiche (kevlar 49) rispetto alle stesse proprietà dell’acciaio e dell’alluminio.

L’industria aeronautica, essendo stata la promotrice delle ricerche che hanno portato alla nascita dei materiali compositi avanzati, è stata conseguentemente la prima ad impiegarli. Vengono riportati nel seguito alcuni tra i passi ritenuti fondamentali per lo sviluppo di aerei legati a tali materiali:

Anno 1938: sull’aereo Morane 406, vennero utilizzati pannelli sandwich con core, ricoperti da una sottile pelle;

Figura 1.3 : Morane 406, [ 2 ]

Anno 1943: sull’aereo Spitfire, vennero utilizzati compositi costituiti da fibre di lino e resine fenoliche;

Figura 1.4 : Spitfire, [ 3 ]

Fino alla fine degli anni ΄60 del secolo scorso essi furono utilizzati solamente per particolari marginali, tanto che la loro percentuale in peso non superava l’1% del totale. All’inizio degli anni ΄70 la percentuale era salita al 3-4 % circa dell’intera

struttura dell’aeromobile, ma i componenti prodotti con questa tecnologia erano ancora limitati: si trattava, infatti, solo di flap, timoni, stabilizzatori, gondole e derive, come mostrato in Figura 1.5.

Esempio di progetto di un timone di direzione:

Il progetto coinvolse tutti gli aspetti strutturali e aerodinamici del componente ed il risultato diede un contributo sostanziale allo sviluppo dei compositi. Il progetto era mirato ad ottenere una riduzione di peso di almeno il 20% ed ad una diminuzione a lungo termine dei costi di produzione. Una struttura triangolare del box di torsione con pannelli laterali ottenuti con sandwich ed una trave anteriore resero possibile l’eliminazione delle centine in metallo presenti nel timone.

I pannelli laterali vennero realizzati con una combinazione di preipregnati epossidici a fibra di carbonio e vetro, legati ad un nucleo in nomex. Con questo progetto del timone furono raggiunte le mirate riduzione di peso e di costo ed il numero delle parti in dettaglio fu ridotto sostanzialmente, come mostrato in Tabella 1.2.

Progetto in lega leggera Progetto in composito

N° Componenti 600 355

N° parti standard 17015 4800

Tabella 1.2 : Confronto soluzione lega leggera – materiale composito

Il peso venne ridotto di 45 kg corrispondente al 20% del peso del timone in metallo, il costo diminuì del 90% nonostante il costo del materiale fosse aumentato del 12-13%.

La prudenza riguardo l’impiego dei materiali compositi era però giustificata dall’attesa dei risultati sperimentali di volo dei nuovi prodotti sia sotto il profilo della resistenza a fatica, sia in relazione agli agenti atmosferici esterni (umidità, pioggia, fulmini).

Alcune eccezioni si potevano trovare nel settore dei velivoli da combattimento: ad esempio gli F4, gli aerei da caccia schierati dagli Stati Uniti durante la guerra in Vietnam erano costruiti per il 50% in alluminio, per il 25% in compositi, per il 10 % in titanio e per la restante parte in acciai e altri materiali, come mostrato in Figura 1.7.

L’impulso per la massiccia diffusione delle fibre ad alta resistenza anche nel campo dell’aviazione commerciale venne dall’irreversibile rialzo del costo del petrolio che impose la necessità di pervenire ad una sensibile riduzione dei consumi di combustibile. Gli inizi degli anni ΄80 segnarono quindi l’entrata in servizio di aerei civili per la costruzione dei quali erano utilizzate quantità non trascurabili di materiali compositi avanzati anche in parti strutturali significative. L’interesse per tali materiali è ancora in continua crescita: i progetti dei velivoli più avanzati dei due principali costruttori (Boeing 787 ed Airbus A350) fanno uso intensivo di questi materiali, tanto che nel caso del B787 più del 50% in peso della struttura è realizzata in fibra di carbonio, come riportato nelle figure seguenti.

Figura 1.8 : Incremento dell’ utilizzo dei materiali compositi, [ 4 ]

Inoltre, a titolo di esempio, è riportato, nelle Figure 1.9 - 1.10, lo sviluppo nonché l’evoluzione costruttiva della società Airbus inerente a tali materiali.

Figura 1.9 : Incremento dell’impiego dei materiali compositi in Airbus, [ 5]

E’ anche possibile constatare la quantità d’impiego di materiali compositi nei più moderni aerei da trasporto civile, Figura 1.11 – 1.12.

E’ possibile osservare nelle figure successive alcuni componenti realizzati in materiale composito.

Figura 1.15 : Parte ventrale dell’ala in materiale composito nell’Airbus A350, [ 9 ]

Figura 1.19 : Pannello di fusoliera in materiale composito nell’Airbus A350, [ 13 ]

Figura 1.21 : Assemblaggio aereo, [ 15 ]

1.2 Certificazione di strutture aeronautiche in

materiale composito

I requisiti di certificazione delle strutture aeronautiche sono sostanzialmente gli stessi, qualunque sia il materiale impiegato per la loro realizzazione.

La certificazione di manufatti in composito risulta però più complessa di quella di elementi metallici (leghe di alluminio, di titanio ed acciai); tale difficoltà è dovuta all’ampia variabilità delle proprietà dei compositi e alla attuale non completa padronanza delle tecniche di progettazione relative ad essi. I compositi sono prodotti a partire da materiali deteriorabili, ad esempio le resine polimeriche, per tal motivo

devono sottoporre gli operatori aerei a rischi superiori a quelli che accettano affidandosi ai materiali metallici. E’ responsabilità del progettista garantire questi livelli di sicurezza. Nel 1978 la Federal Aviation Administration (FAA) emanò l’Advisory Circular AC20-107 sulla certificazione di strutture aeronautiche in materiale composito. Si tratta di un breve documento atto a specificare che la progettazione in composito deve raggiungere un livello di sicurezza almeno pari a quello richiesto dalle strutture in metallo. L’Advisory Circular sottolinea la necessità di determinare le proprietà meccaniche del materiale preso in esame attraverso la conduzione di prove sperimentali mirate; questi test devono essere svolti in condizioni climatiche ed ambientali il più possibile vicine a quelle operative.

I test tipicamente richiesti per la certificazione di una struttura in composito sono i seguenti:

prova statica, in cui si sottopone la struttura al 150% del Design Limit Load (DLL), pari all’Ultimate Load;

prova a fatica sulle strutture primarie;

damage tolerance compliance e resistenza all’impatto delle strutture primarie. Ulteriori test atti a prevenire particolari problematiche che si possono presentare, sono, ovviamente, fortemente consigliati. I velivoli civili e militari vengono certificati seguendo modalità distinte. La certificazione avviene ad opera di enti aventi dimensioni nazionali o internazionali. Le normative emesse dagli enti statunitensi rivestono sicuramente una grande importanza e sono considerate il punto di riferimento per tutti gli altri enti.

Velivoli civili Le normative federali richiedono che tutti i veivoli che operino sul territorio statunitense ricevano un certificato di aeronavigabilità, emesso dalla FAA, qualora siano rispettati i requisiti normativi. Le operazioni di ispezione, manutenzione e riparazione consentono al velivolo di mantenere lo status di aeronavigabilità.

I regolamenti di interesse per i costruttori di velivoli sono:

a. FAR 23 – Normal, utility, acrobatic and commuter category airplanes; b. FAR 25 – Transport category airplanes;

c. FAR 27 – Normal category rotorcraft; d. FAR 29 – Transport category rotorcraft.

Velivoli militari La certificazione di strutture aeronautiche militare in composito necessita il soddisfacimento delle specifiche contenute nei seguenti documenti:

a. Military Specs MIL-A-8860A e MIL-A-8870A; b. Military Specs MIL-A-8860B e MIL-A-8870B;

c. Military Specs MIL-A-87221, General Specification for Aircraft Structures; d. Military Standard MIL-STD-1530A – Aircraft Structural Integrity Program,

Airplane Requirements;

e. Joint Service Specification Guide JSSG-2006 (1998) – Aircraft Structures.

La certificazione di una struttura aeronautica militare è un processo caratterizzato da un continuo dibattito tra utente e costruttore e si basa prevalentemente sulle normative sopra citate.

Da quanto fin ora esposto si intuisce l’importanza anche dell’esecuzione di prove sperimentali per la certificazione di materiali compositi e dei processi produttivi al fine di realizzare un velivolo che soddisfi i requisiti imposti dagli enti certificanti.

1.3 Progettazione di componenti in composito

Le tecniche di progettazione per strutture in composito affondano le loro radici in più di 40 anni di esperienza e di sviluppo di strumenti e analisi. Questi approcci hanno condotto alla realizzazione di progetti tanto affidabili quanto efficaci. Lo sviluppo di più sofisticati modelli predittivi e di strategie di progetto che tengano conto delle modalità di rottura e di requisiti quali il damage tolerance, costituisce la chiave per incrementare l’efficienza della progettazione di componenti in composito. L’eterogeneità e l’anisotropia dei compositi giocano, a volte a favore, a volte a sfavore di essi, un ruolo importante nel processo di progettazione. La risposta di strutture in composito è regolata dai meccanismi e dalle caratteristiche geometriche che sussistono a diversi livelli di scala e che contribuiscono al comportamento complessivo della struttura.

spessore del laminato;

lunghezza dei dettagli strutturali (giunti, variazioni di spessore, intagli); dimensioni complessive del componente.

Figura 1.22 : Livelli di scala presenti in un manufatto in composito

Il progetto di una struttura in composito che risulti efficiente ed economicamente accessibile, richiede la profonda comprensione delle problematiche in gioco ed il tenere in considerazione tutte le possibili semplificazioni. Inoltre, non devono essere trascurate le problematiche legate alla producibilità, a causa della presenza di un’ampia scelta di tecniche di manifattura e della forte dipendenza delle proprietà meccaniche dal processo tecnologico impiegato.

1.3.1 Approccio generale

il progetto di una struttura aeronautica in composito procede generalmente attraverso una o più fasi, a partire dal progetto concettuale fino al progetto di dettaglio. Le modalità adottate dipendono fortemente dal livello di complessità della struttura e dal processo tecnologico che si intende impiegare.

In campo aerospaziale, l’approccio maggiormente affermato è costituito da un processo a stadi noto come Building Block, come mostrato in Figura 1.23. Questa metodologia combina analisi, test e fabbricazione a ben definiti livelli di progetto. Ad ogni passo, le tecniche di analisi vengono impiegate per la definizione dello stato di tensione e di deformazione dell’elemento in esame, mentre gli ammissibili di progetto

del materiale vengono determinanti mediante una campagna di prove sperimentali. Gli ammissibili ottenuti ad ogni passo vengono ridotti tramite opportuni coefficienti di sicurezza e diventano parametri di progetto per il livello successivo, permettendo la progettazione a livelli di complessità maggiore. L’entità dei coefficienti di sicurezza si basa sul’esperienza maturata nel tempo dal costruttore.