Lezione 21 Materiali di impiego aeronautico e loro trattamenti

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1 di impiego aeronautico e loro trattamenti Giuseppe Quaranta giuseppe.quaranta@polimi.it

2 Forze che agiscono sul velivolo Portanza Trazione Resistenza Ambiente Operativo Peso Argomenti del corso Aerodinamica Propulsione Meccanica del Volo Strutture 2/38

3 Indice 1. Proprietà dei materiali a. Chimico Fisiche b. Tecnologiche c. Meccaniche 2. di uso aeronautico a. Acciai e loro trattamenti termici b. Leghe leggere di alluminio c. Leghe a base di titanio d. Legno e. compositi 3. Criteri di scelta dei materiali 3/38

4 Proprietà fisiche dei materiali 1. Densità 2. Proprietà termiche a. Temperatura di fusione b. Conducibilità termica c. Dilatazione termica 3. Conducibilità elettrica e proprietà magnetiche 4. Proprietà chimiche a. Interazioni chimiche con altri materiali e con l ambiente esterno b. Corrosione 4/38

5 Proprietà tecnologiche 1. Lavorabilità per deformazione plastica a caldo e/o freddo 2. Lavorabilità alle macchine utensili 3. Saldabilità 4. Colabilità 5. Suscettività ai trattamenti termici 6. Suscettività ai trattamenti superficiali 5/38

6 Proprietà meccaniche 1. Sforzo di rottura per trazione/compressione 2. Sforzo di snervamento (t/c) 3. Allungamento a rottura 4. Strizione a rottura 5. Modulo di Young (E) Prove di trazione e compressione 1. Sforzo di rottura a taglio 2. Sforzo di snervamento a taglio 3. Modulo di elasticità tangenziale (G) Prove di resistenza a taglio 6/38

7 Tenacità del materiale Tenacità: misura dell energia necessaria a portare il materiale a rottura tenaci: elevata energia necessaria per arrivare alla rottura fragili: minore energia necessaria per arrivare alla rottura 7/38

8 Resilienza Resistenza all urto dei materiali, ossia a carichi applicati dinamicamente con elevata velocità di applicazione. I materiali fragili possono resistere ad elevati sforzi statici ma hanno bassa resilienza. I materiali tenaci assorbono l energia dell urto sotto forma di energia di deformazione. Provetta Charpy 8/38 Rottura duttile (materiale tenace) Rottura fragile

9 Durezza Attitudine del materiale a resistere all abrasione e alla penetrazione di un altro corpo. Viene verificata utilizzando una sfera di acciaio o un cono di diamante che viene fatto penetrare sul pezzo da provare, misurandone la profondità di penetrazione. Ci sono diverse tecniche e scale (Brinell, Rockwell, Vickers) 9/38 Prova non distruttiva per la verifica delle caratteristiche dei pezzi finiti.

10 Incrudimento Variazione delle caratteristiche meccaniche dei pezzi per effetto di lavorazioni per deformazione plastica a freddo. Aumento dello sforzi di snervamento a spese della riserva plastica del materiale e della tenacità. 10/38

11 Acciai 11/38 Leghe Fe-C più altri elementi come Mn, Ni Cr, Si, Mo Buona resistenza meccanica, alto valore di E resistenza alle elevate temperature. E = MPa ρ = 8000 Kg/m 3 Le altre caratteristiche variano con il tipo di acciaio e i trattamenti termici subiti. Acciai comuni a basso tenore di carbonio ( %) utilizzati per la maggior parte delle costruzioni civili (basso costo) bassa resistenza alla corrosione (possibili trattamenti superficiali) elevata lavorabilità e saldabilità σ S < 400 MPa e σ R < 500 MPa Acciai da bonifica: alto tenore di carbonio (<0.65%) e acciai legati Miglior compromesso fra resistenza e tenacità 300 < σ S < 1000 MPa e 500 < σ R < 1200 MPa

12 Acciai (2) Acciai da cementazione (trattamenti superficiali di indurimento per usura e fatica) utilizzati per perni e spinotti e alberi molto sollecitati Acciai inossidabili (cromo min. 12%) resistenza alla corrosione usati poco in campo aeronautico (più il titanio); propulsori 220 < σ S < 1800 MPa e 500 < σ R < 1900 MPa Acciai basso legati ad alta resistenza (maraging) ottima lavorabilità (duri ma duttili, deformabili a freddo) massime prestazioni in termini di resistenza meccanica σ R > 2000 MPa (AISI 4330 e 300M) utilizzato per carrelli di atterraggio e attacchi motore struttura 12/38

13 Trattamenti termici acciai Il materiale viene sottoposto ad un ciclo termico per modificare la sua struttura a grani cristallini e quella dei composti dispersi, al fine di ottenere una variazione significativa delle caratteristiche meccaniche Perlite più soffice 13/38

14 Ricottura e normalizzazione acciai 14/38 Ricottura. Scopo: rendere il pezzo più lavorabile e quindi duttile; eliminare effetti di altri trattamenti termici Riscaldamento ad alta temperatura ( C) Permanenza per un tempo sufficiente a realizzare la trasformazione richiesta Raffreddamento lento in forno o in aria calma La struttura cristallina diviene perlite che rende il materiale più duttile Normalizzazione. Scopo: omogeneizzare, eliminare le tensioni interne, assicurare una struttura uniforme in grani fini Riscaldamento ad alta temperatura ( C) Permanenza per un tempo sufficiente a realizzare la trasformazione richiesta Raffreddamento più veloce che nella ricottura

15 Tempra acciai 15/38 Scopo: accrescere la resistenza e la durezza del materiale attraverso la formazione della martensite (una delle forme cristalline più dure) riscaldamento a temperatura elevata ( C) Raffreddamento rapido in acqua o olio L acciaio diviene resistente, duro e fragile. Si riduce la resilienza e la tenacità. Il materiale diviene scarsamente lavorabile all utensile. Si inducono tensioni interne nel materiale. Se il raffreddamento non è uniforme si inducono pericolose distorsioni!! Trattamenti di indurimento superficiale: Tempra superficiale: riscaldamento locale del pezzo al cannello o per induzione Carbocementazione: introduzione di carbonio nello strato superficiale per diffusione Nitrurazione: simile alla cementazione si usa però l azoto. Lo strato indurito e di pochi decimi di millimetro non provoca distorsioni

16 Rinvenimento e bonifica acciai Rinvenimento. Scopo ridurre le tensioni interne (e quindi anche la fragilità) del materiale temprato. Una parte della martensite si trasforma in troosite, che è meno dura ma più tenace. riscaldamento ad una temperatura relativamente bassa raffreddamento Distensione simile al rinvenimento Tempra + Rinvenimento = Bonifica 16/38

17 Leghe di alluminio Al + elementi di lega (Cu, Mg, Si, Ma, Zn) Alluminio puro scarse caratteristiche meccaniche Leggerezza, resistenza alla corrosione Fino all 80% dei componenti strutturali dei velivoli E = MPa ρ = 2800 Kg/m 3 Classificazione: Da fonderia Da deformazione plastica Trattabili termicamente (da bonifica) Non trattabili termicamente (da incrudimento) 17/38

18 Classificazione 1000 Alluminio puro 2000 Leghe a base di Rame bonifica 6000 Leghe a base di Magnesio Silicio bonifica 7000 Leghe a base di Zinco bonifica 18/38 Sigle per i processi tecnologici: F Grezzo di lavorazione O Ricotto H Incrudito (leghe non trattabili termicamente) T trattato termicamente e eventualmente incrudito Ciclo tecnologico tipico: Colata del lingotto in acqua (scarse proprietà del materiale ottenuto) Trattamento di omogeneizzazione per solubilizzare i componenti (processo di lavorazione meccanica per schiacciamento) Lavorazione plastica a caldo Ricottura e lavorazione plastica a freddo Ottenimento semilavorati: fogli e piastre, forgiati, estrusi, tubi Tempra e invecchiamento

19 Trattamenti termici leghe leggere Al Tempra di solubilizzazione Riscaldamento sino a circa 500 C e permanenza per far passare i composti precipitati in soluzione nella fase matrice Raffreddamento rapido che porta ad uno stato solubilizzato quasi-stabile Risultato: il materiale si addolcisce e diventa molto lavorabile nelle fasi immediatamente successive. Invecchiamento: i composti solubilizzati tendono naturalmente a precipitare nella matrice di alluminio aumentando le caratteristiche meccaniche a discapito della lavorabilità. La velocità dell invecchiamento dipende dal tipo di lega (1h a centinaia di h). Può essere accelerato in forno riscaldando i pezzi a C Il processo di invecchiamento può continuare durante la vita del pezzo. Ricottura: addolcire il materiale in maniera stabile. Riscaldamento a bassa T (350 C), permanenza e raffreddamento lento. 19/38

20 Trattamenti termici leghe leggere Al (2) 20/38

21 Trattamenti termici leghe leggere Al (3) 21/38

22 Leghe più significative 2024-T3 Lega con Cu, tempra di solubilizzazione e incrudita per lavorazione plastica a freddo (appiattimento e allungamento) Comportamento ottimale per elementi soggetti a fatica (rivestimento cabine, ventre delle ali) σ S = 345 MPa e σ R < 485 MPa 7075-T6 Lega con Zn, tempra di solubilizzazione e invecchiamento artificiale σ S = 420 MPa e σ R 550 MPa Soggetto alla Tensocorrosione: durante i trattamenti termici, le differenze di temperatura causate da ineguale raffreddamento, danno origine a tensioni interne che generano micro-fratture invisibili che innescano rotture a fatica. Rivestimento dorsale ali e fusoliere non pressurizzate T6 σ S = 415 MPa e σ R < 485 MPa 22/38

23 Leghe di Titanio Legato con Cr, Fe,Cu,V (titanio puro scarsa resistenza meccanica) Sviluppate dall industria aeronautica dal 1960 Difficile da raffinare e quindi costoso Caratteristiche intermedie fra l alluminio e l acciaio E = MPa ρ = 4500 Kg/m 3 Resistenti alla corrosione e alle elevate temperature Leghe α: basse caratteristiche meccaniche (simili alle leghe di Al), duttili e saldabili Leghe β: elevata resistenza meccanica (σ S sino a 1200MPa) e trattabili termicamente Lavorazioni per deformazione plastica a caldo (difficile a freddo) e lavorazione alla macchina utensile con molta attenzione ad evitare deformazioni indesiderate. 23/38

24 Impieghi Tecnologia sviluppata per le elevate temperature raggiunte durante il volo supersonico ad alto Mach. Leghe di alluminio utilizzabili sino a 180 C Leghe di titanio utilizzabili sino a 600 C 24/38 Concorde limitato a Mach 2.2 per l uso delle leghe di alluminio.

25 Impieghi (2) Uso in continua espansione Boeing 727 2% di titanio Boeing % di titanio 25/38 F-14 25% di titanio Chiodi in titanio 2/3 del peso e medesima resistenza di quelli di acciaio

26 non isotropi 26/38

27 Legno 27/38 Composto da fibre dure e resistenti immerse in matrice più tenera economico e facilmente reperibile in commercio in semilavorati (tavole, travi, listelli, ecc.) resistenza a trazione nella direzione delle fibre e a taglio normalmente alle fibre sino a 10 volte superiori a quelle nelle direzioni perpendicolari resistenza a compressione circa ½ di quella a trazione (rottura per cedimento a instabilità delle fibre dure) larga indeterminazione delle proprietà. Non si presta alla lavorazione in serie per pezzi con tolleranze ristrette notevole sensibilità alle condizioni ambientali lavorazione per asportazione di truciolo Spruce: σ R < 85 MPa, E = 9000 MPa, ρ = 400 kg/m 3

28 Compositi Combinazione di due materiali distinti: Matrice: agisce da legante Carica: agisce da rinforzo Forme possibili del rinforzo Particelle Fibre corte Fibre lunghe (LFRP) usati in aeronautica per elevate prestazioni Materiale delle fibre: Vetro 1946 Carbonio 1964 Boro 1965 Kevlar 1975 Matrici: resine epossidiche (materiale polimerico termoindurente) 28/38

29 compositi (2) 29/38 Non ci si affida mai alle proprietà della matrice e si usano i laminati

30 compositi (3) ρ = 1500 Kg/m 3 E dir. Fibre σ R Kevlar Mpa 900 MPa Carbonio MPa 1200 MPa Matrice 3500 MPa 50 MPa 30/38

31 compositi (4) 31/38 Vantaggi: leggerezza resistenza alla corrosione miglior comportamento a fatica riduzione dei tempi di lavorazione possibilità di produrre pezzi con geometrie complesse possibilità di progettare il materiale per il tipo di sollecitazione orientando le fibre riduzione del numero di pezzi da assemblare Svantaggi: Costo Mancanza di esperienza consolidata nell utilizzo difficoltà di giunzione con pezzi metallici Suscettibilità agli agenti atmosferici Scarsa capacità di assorbire energia Complesse tecniche di ispezione può richiedere protezione dai fulmini

32 Compositi (4) 32/38

33 compositi (5) 33/38

34 Scelta dei materiali 34/38

35 Sollecitazioni e fabbricazione Basso/moderato livello di sollecitazione Pezzi prodotti a partire da pannelli metallici Mai pezzi forgiato o macchinati Alto livello di sollecitazione: Pezzi forgiati e/o macchinati Parti in lamiera giuntate in maniera opportuna Se possibile si evita di combinare diversi materiali nello stesso componente: Problemi di corrosione Il materiale più rigido tende a sovraccaricarsi e a far lavorare in maniera inefficiente quello meno rigido (es. aste in parallelo) 35/38

36 Dimensionamento di un pannello Obiettivo: minimizzazione del peso 7075-T6 550 MPa Acciaio ad alta resistenza 1500 MPa Dimensionamento a robustezza 36/38

37 Dimensionamento di un pannello (2) Dimensionamento a carico critico 37/38 L indice dell alluminio e circa il doppio di quello dell acciaio!!

38 Scelta dei materiali Fibra di carbonio Comp. unid Comp. Isotr /38