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FacoltĂ  di Ingegneria Corso di Laurea in Ingegneria dei Materiali

Corso di Materiali Aeronautici e Aerospaziali

I materiali compositi laminati a base di leghe leggere Temi di approfondimento e sintesi su:

Materiali strutturali e leghe leggere

Studente: Stefano Zanol

Anno Accademico 2009/2010


ABSTRACT La riduzione del peso e una miglior resistenza a fatica sono le principali caratteristiche da migliorare se si vuole creare una nuova e innovativa famiglia tra i materiali per l’industria aeronautica e aerospaziale. Per raggiungere quest’obbiettivo sono stati sviluppati specifici materiali compositi denominati Fiber-Metal Laminates (FML). Combinando strati di materiale composito con lamine metalliche si può ottenere un effetto benefico su molte proprietà. Le proprietà meccaniche dei FML mostrano miglioramenti rispetto ad entrambi i singoli materiali (alluminio e composito) analizzati singolarmente. Grazie alle loro eccellenti proprietà i FML verranno utilizzati nelle strutture di copertura delle fusoliere degli aerei commerciali di nuova generazione. Uno dei numerosi vantaggi dei FML rispetto ai tradizionali compositi a fibra di carbonio è il minor assorbimento di umidità grazie alla barriera formata dagli strati esterni di alluminio. Molte grosse compagnie (come EMBRAER, Aerospatiale, Boing, Airbus e tante altre) hanno iniziato a lavorare con questa nuova tipologia di materiali per risparmiare denaro e garantire una maggior sicurezza dei velivoli.

1. INTRODUZIONE Durante gli ultimi decenni i materiali compositi sono stati al centro dell’attenzione in molti settori. Le innovazioni nell’area dei materiali compositi hanno permesso significative riduzioni di peso in componenti strutturali. I compositi infatti offrono molteplici vantaggi rispetto alle leghe metalliche, specialmente quando si tratta di resistenza meccanica e rigidezza specifica, e garantiscono un’eccellente resistenza a fatica e a corrosione. D’altra parte possono presentare alcuni svantaggi come la bassa tenacità a frattura e un elevato assorbimento dell’umidità. Lo sviluppo dei materiali rinforzati con fibre continue ha portato alla diversificazione delle tipologie di fibre prodotte con un conseguente ampliamento del campo delle proprietà meccaniche ottenibili. Negli ultimi anni gli sforzi sono stati concentrati al fine di ottenere materiali resistenti a fatica che mantenessero un peso ridotto e delle buone proprietà meccaniche. Proprio per rispondere a questo tipo di esigenza sono nati i Fiber Metal Laminates (FML). Essi sono materiali ibridi composti da strati alternati di sottili fogli di metallo e sottili strati di materiale composito. Molti sono i fattori che influenzano le caratteristiche di questa classe di materiali, la quale, d’altro canto, garantisce una decisa versatilità, dovuta al fatto che i gli attributi del metallo e della fibra sono ricombinabili, in numerosi modi, adattandosi così ai diversi impieghi, soprattutto in campo aeronautico e spaziale.


2. CENNI STORICI L’utilizzo di compositi ibridi è un'idea che nacque negli anni 50, nei Paesi Bassi. Solo in seguito, verso la fine degli anni 70, tali materiali vennero utilizzati nell’industria aeronautica dalla tedesca Fokker, che, pur ottenendo buoni risultati nelle prove a fatica effettuate in laboratorio, fu costretta ad abbandonare la sperimentazione, a causa dell’insuccesso ottenuto nelle prove di volo. Negli anni seguenti, gli studi su questa tipologia di materiale furono effettuati dalla Delft University of Technology (Olanda), la quale lavorò molto sullo studio degli spessori adeguati e della tipologia di matrice da utilizzare al fine di garantire un'adesione corretta fra metallo e composito. Il primo FML storicamente utilizzato fu l'ARALL, impiegato in un pannello ventrale d'ala del Fokker F-27 (vedi figura 1). Questa soluzione garantì un risparmio del 25% in peso del componente rispetto alla soluzione in alluminio[1]. Lo sviluppo dell'ARALL fu poi interrotto a causa della sua scarsa resistenza a compressione ed incapacità di resistere a carichi fuori dell'asse delle fibre.

Figura 1 - Produzione di un pannello per F-27 in ARALL con foro centrale[1] La seconda generazione di FML, il GLARE (GLAss REinforced alluminum), fu introdotta nel 1987 dalla AKZO[1]. Introducendo fibre in più direzioni, si fece in maniera tale che Il GLARE sopportasse meglio i carichi biassiali, e si migliorò il comportamento a compressione dell'FML, poiché le fibre di vetro hanno una resistenza migliore, sottoposte a compressione, rispetto alle fibre aramidiche. Tra gli FML di nuova concezione possiamo citare due materiali basati su leghe leggere rinforzate con strati di composito in fibra di carbonio: il CARALL (CArbon Reinforced ALLuminum) che consiste in lamine di alluminio intervallate da strati di materiale composito in fibra di carbonio, e il Ti-Gr (Titanium Graphite), sviluppato dalla Boeing, che consiste in lamine di titanio alternate a lamine di materiale composito in fibra di carbonio. Questo tipo di FML permettono di migliorare la resistenza a fatica ad alti cicli rispetto a quelli visti in precedenza (soprattutto rispetto agli ARALL, che invece hanno una miglior resistenza a fatica a bassi cicli).


3. PRODUZIONE 3.1 PROCESSO IN AUTOCLAVE La filosofia da materiale composito prevede invece l'utilizzo per la produzione del metodo "lay-up", che prevede la sovrapposizione di metallo già precedentemente formato, con strati di preimpregnato di materiale composito (e cioè fibre immerse in una matrice non ancora polimerizzata). Realizzato il pezzo tramite questo procedimento, si procede successivamente alla cura in autoclave. Gli svantaggi di questo tipo di processo sono gli elevati costi e la limitata dimensione massima dei pezzi realizzabili, che è determinata dalla grandezza della camera dell’autoclave. Utilizzando la tecnica di giunzione "splice", tramite la quale si sovrappongono in maniera sfalsata gli strati di metallo e composito delle due lamiere, si possono superare anche le limitazioni dovute alle dimensioni massime delle lamiere di metallo in commercio. In figura 2 è illustrato un possibile esempio di giunzione splice fra due differenti laminati compositi.

Figura 2 - Esempio schematico di giuzione "splice" L’iter della produzione di compositi FML per componenti aerospaziali segue generalmente cinque passi fondamentali: 

   

Preparazione dell’attrezzatura e dei materiali. Durante questo passaggio la superficie dei fogli di alluminio viene pre-trattata con acido cromico o acido fosforico, per migliorare i legami adesivi tra la parte polimerica e la lega di alluminio. Deposizione del materiale: ritaglio degli strati, lay-up (come mostrato in figura 3) e ridimensionamento. Preparazione al trattamento di cura: pulizia della strumentazione, trasferimento del pezzo e allestimento del sacco da vuoto. Trattamento di cura: processo di consolidamento, polimerizzazione, reazioni chimiche fra strati metallici e polimerici. Ispezione: tramite ultrasuoni, raggi x, tecniche ottiche e test meccanici.

Figura 3 - Esempio schematico di lay-up degli strati[2]


Il più comune processo di produzione in autoclave è mostrato in figura 4. Il sacco da vuoto (vacuum bag), che ha la funzione di avvolgere il pezzo e comprimerlo, può essere costituito da una calza di nylon, da miscugli polimerici o da gomme siliconiche. Le plastiche e le pellicole di rilascio, necessarie al distacco del laminato dal sacco e dagli altri strumenti, sono composte da poliammidi, PTFE o altri composti organici. Lo sfiato, attraverso la quale viene aspirata la resina in eccesso, può invece essere costituito da tessuto o da feltri [2].

Figura 4 - Esempio schematico di produzione in sacco da vuoto[2] Durante il processo in autoclave è necessaria una conoscenza di base sulle temperature e le pressione richieste per il consolidamento e la polimerizzazione degli strati di composito. Generalmente i FML vengono processati a temperature fino a 120°C per evitare danneggiamenti alle lamine in lega di alluminio 2024-T3. A queste temperature la viscosità della resina diminuisce e fluidifica. I livelli di temperatura adatti da utilizzare durante il processo possono essere determinati usando tecniche termiche e reologiche. Inoltre è richiesta una certa pressione per comprimere e consolidare i vari piani fra loro e per eliminare le bolle d’aria intrappolate fra gli strati. Le tecniche sopracitate sono appropriate per studiare e capire cosa accade nei layer del composito durante il processo, in modo da riuscire a ottimizzare i cicli di cura[2]. In figura 5 è mostrato un tipico ciclo di cura.

Figura 5 - Tipico ciclo di cura della matrice polimerica[2]


3.2 PROCESSO VARTM Il metodo appena illustrato però risulta essere piuttosto costoso ed è in grado di produrre parti di dimensioni limitate per via della necessità di utilizzare i pre-impregnati e il consolidamento in autoclave. Sono stati così sviluppati dal NASA Langley Research Center (LaRC) due nuovi e innovativi processi per fabbricare i FML usando un metodo chiamato “vacuum assisted resin transfer molding” (VARTM). Questo processo, che consiste nell’infondere della resina fusa negli strati di tessuto secco tenuti insieme dalla pressione di vuoto, consente di produrre pezzi più grandi, di maggior qualità e finitura e con costi più efficienti. Il VARTM utilizza un sistema che permette alla resina di distribuirsi rapidamente e uniformemente sulla superficie del pezzo e attraverso i vari strati attraverso dei passaggi, facendo così diminuire i tempi di infusione. In figura 6 è mostrato il tipico sistema VARTM[3].

Figura 6 - Schematizzazione del tipico processo VARTM[3] La NASA LaRC ha sviluppato due differenti processi basati sulla metodologia VARTM. Il primo, chiamato VARTMFML, utilizza dei passaggi negli strati metallici che permettono alla resina di scorrere attraverso lo spessore del pezzo. Questi passaggi vengono creati perforando le lamine di alluminio all’utensile. Il secondo metodo invece utilizza dei tessuti secchi rivestiti da uno strato depositato di alluminio poroso: attraverso i pori viene fatta permeare la resina che fungerà da collante e consolidante. I prodotti fabbricati con questa seconda metodologia vengono denominati VARTMPCL[3].

Come detto il metodo VARTMFML consiste nell’iniettare la resina in un pacchetto di strati alternati composti da alluminio e tessuto di fibra secco. La resina fluida viene fatta passare attraverso i fori delle lamine di metallo, impregna gli strati di tessuto secco e fa da adesivo fra i vari strati. La resina in eccesso viene fatta fuoriuscire dalla parte opposta in modo da generare un flusso il più omogeneo possibile per evitare grumi che possano bloccare il flusso in alcune zone e lasciarle non impregnate. Il pezzo impregnato viene quindi sottoposto a un processo di cura e consolidamento[3]. In figura 7 si può osservare uno schema semplificativo del processo.


Figura 7 - Schematizzazione del processo VARTMFML[3] I fori negli strati d’alluminio sono molto importanti e influenzano in modo significativo le proprietà meccaniche, in particolare la resistenza a fatica. Infatti le fessure di passaggio fungono da innesco per le cricche di fatica: è quindi intuitivo comprendere come la forma, la precisione e la regolarità di queste aperture siano determinanti nella fase di innesco. Lo studio riportato in figura 8 mostra la vita utile (calcolata in numero di cicli) di pezzi prodotti con due differenti tipologie di foratura dei fogli di alluminio. Si può notare come una maggior precisione nell’operazione di foratura possa portare ad aumentare la vita utile fino a circa il 20%. A questo proposito sono sconsigliati i metodi di foratura a getto d’acqua o laser (vedi anche figura 11). Questo tipo di materiale risulta avere buone proprietà meccaniche a causa del ridotto numero di vuoti e dell’elevata qualità costruttiva del pezzo.

Figura 8 – Effetto della foratura sulla resistenza a fatica di laminati VARTMFML[3] Il secondo metodo di produzione, il VARTMPCL, consiste nell’iniettare la resina su dei tessuti rivestiti di uno strato di alluminio poroso. I tessuti vengono precedentemente fissati su un tamburo girevole sulla quale viene fatta una deposizione al plasma di alluminio. Si parte da polveri di metallo che vengono trasportate da un gas inerte attraverso un plasma. Le particelle vengono fuse e accelerate contro il tessuto da rivestire. Dopo l’impatto le particelle si raffreddano, solidificano e formano un legame metallico[3]. Lo spessore dello strato si può impostare variando la velocità di rotazione del tamburo. E’ possibile anche metallizzare entrambi i lati del tessuto, semplicemente girando il tessuto sul tamburo e ripetendo il processo. In figura 9 è illustrato il processo di plasma deposition.


Figura 9 - Processo di plasma deposition (VARTMPCL)[3] Questo tipo di materiale migliora leggermente le proprietà meccaniche di un normale composito, ma non raggiunge i valori di un tradizionale FML. Questo perché i strati di alluminio sono molto irregolari e più sottili come si vede dalla figura 10. La fase di innesco della cricca quindi avviene più velocemente.

Figura 10 - Differenze al SEM fra laminati prodotti con il metodo lay-up e quello VARTMPCL[3] La principale caratteristica di questo tipo di materiale è quello di migliorare alcune proprietà funzionali rispetto a un tradizionale composito in fibra, come ad esempio una miglior conducibilità elettrica (per la protezione da fulmini) e termica (riscaldamento più rapido per lo sbrinamento).

3.3 PROCESSO DI LAMINAZIONE La produzione degli FML può anche seguire la filosofia dei materiali metallici, e cioè si può procedere con la realizzazione di pannelli di laminato FML ottenuti curando (cioè riscaldando, in maniera tale da garantire la polimerizzazione della matrice, e l'adesione) insieme il metallo con gli strati di pre-impregnato di fibra, e successivamente lavorando le lamiere con calandratura, per la singola curvatura, o stretch forming per la doppia curvatura. In questa maniera sono stati realizzati ad esempio alcuni pannelli di fusoliera in GLARE dell'Airbus A380. Con questa filosofia è possibile poi eseguire giunzioni fra lamiere ad esempio tramite rivettatura o incollaggio. Bisogna tener conto, in fase di lavorazione per calandratura o formatura a caldo o a freddo, dei differenti moduli elastici dei materiali che compongono l'FML, e che provocano ritorni elastici differenti lungo lo spessore.


3.4 TRATTAMENTI PRE-PRODUZIONE Durante il raffreddamento dopo il trattamento di cura rimangono all’interno del laminato degli stress residui dovuti al differente valore di coefficiente di espansione termica (CTE) tra le fibre di vetro e l’alluminio[4]. A causa del suo maggior valore di CTE l’alluminio si troverà in trazione dopo il raffreddamento, mentre le fibre saranno poste in compressione. Questo effetto è sfavorevole ai fini della resistenza a fatica dato che gli stress residui si sommano al carico esterno. Per ottenere un miglior rendimento a fatica e dei valori più alti di sforzo di snervamento possono essere applicati dei pre-carichi al materiali per annullare o invertire gli stress residui all’interno dello stesso dopo il trattamento di cura. Gli stress residui all’interno dei vari strati possono essere determinati tenuto conto dei CTE (α), della temperatura di cura (TC) e della temperatura di esercizio (T E) con le seguente formula[4]:

 RX  [ E Al  t Al  ( Al   X )  E0  t 0  ( 0   0 )  E90  t 90  ( 90   90 )]  E X 

TE  TC EL  t L

3.5 TRATTAMENTI POST-PRODUZIONE Gli FML possono inoltre essere piegati e stampati come fossero delle lamiere di materiale standard, pur con qualche ulteriore attenzione alla delaminazione che può occorrere a causa dell'eccessiva deformazione locale, o alla rottura delle sottili lamine di metallo in corrispondenza di angoli particolarmente elevati. Per la contornatura e la foratura, bisognerà utilizzare punte di trapano o dischi di fresa piuttosto duri, essendo la maggior parte delle fibre molto abrasive. Materiali adatti per gli utensili saranno quindi i cermets, o simili. Per queste lavorazioni bisognerà fare attenzione alla delaminazione che può avvenire sul bordo del foro, o sui bordi della lamina a causa di un disco di fresa troppo inclinato che causa il "peeling" del metallo dalla matrice (proprio come se fosse un dito che rimuove una pellicola di nastro adesivo). Water jet cutting e laser cutting sono tecniche di taglio poco usate, a causa della scarsa finitura delle superfici risultante, che richiederebbe un ulteriore lavoro di finitura e delle zone termicamente alterate rispettivamente. In figura 11 possiamo vedere alcuni risultati di foratura effettuati con differenti tecniche.

Figura 11 - Differenti metodi di foratura dei FML[3]


4. COMMERCIALIZZAZIONE 4.1 APPLICAZIONI Gli impieghi tipici di questi materiali sono in campo aeronautico e spaziale, a causa dei costi elevati di produzione. Studi economici sui FML dimostrano che essi sono circa 5-10 volte più costosi rispetto alle tradizionali leghe leggere alto resistenziali utilizzate dall’industria aerospaziale, ma garantiscono un risparmio in peso fino al 20% di grande importanza per le parti strutturali. Questo ha indotto importanti compagnie produttrici di velivoli commerciali a valutare la possibilità di sostituire componenti strutturali importanti con FML a causa delle loro eccellenti proprietà meccaniche specifiche. In tabella 1 sono riassunte alcune possibili applicazioni per i FML. Tabella 1 - Applicazioni e futuri sviluppi dei FML[5]

In campo aeronautico si sono visti impieghi per pannelli di fusoliera e ventrali d'ala (ove è richiesta elevata resistenza a fatica), o "toppe" di riparazione e pannelli di ispezione. In campo spaziale si possono realizzare ad esempio serbatoi in FML, a causa dell'elevata resistenza all'esplosione ed all'esposizione alla fiamma, essendo gli strati di fibra una naturale barriera. Intervallati con strati di kevlar sono stati prodotti anche scudi e carrozzerie per mezzi militari (CAV-ATD). In figura 12 sono mostrati i principali componenti realizzati in FML su un Airbus A380.

Figura 12 - Materiali compositi presenti su un Airbus A380[2]


Come per i tradizionali materiali compositi , i FML prodotti hanno una limitata vita utile e un processo di certificazione molto costoso: questo per salvaguardare i compratori da eventuali cattive progettazioni e garantire una maggior sicurezza dei velivoli. In principio gli FML sono stati utilizzati per i componenti secondari (come superfici di controllo, porte interne, porte di apertura dei carrelli) per acquisire esperienza su questi materiali e verificare che le risposte ai risultati fossero positive. In seguito il loro utilizzo è stato espanso anche alle strutture principali (come fusoliere, empennage e le coperture per le ali principali)[5].

4.2 CLASSIFICAZIONE Il vantaggio di questo tipo di materiale, come succede per quasi tutti i materiali compositi, è la versatilità. Si può infatti creare un materiale con caratteristiche diverse a seconda dell’utilizzo per cui è stato progettato semplicemente cambiando il tipo di fibre utilizzate, la loro orientazione, il numero di strati la loro sequenza, il loro spessore. Nasce così l’esigenza di un metodo univoco per distinguere il laminato specifico al quale ci stiamo riferendo. Dopo il nome commerciale del materiale, che ci indica quali fibre vengono utilizzate per rinforzare gli strati di alluminio (ARALL per fibre aramidiche, GLARE per fibre di vetro e CARALL per fibre di carbonio), il sistema di codificazione si basa su tre cifre: GLARE A-B/C-D  A: Indica la variante del laminato. Questo serve per determinare alcune caratteristiche che il materiale deve soddisfare per rientrare negli standard. Vengono indicati il tipo di lega d’alluminio da utilizzata, il range degli spessori dei fogli di alluminio e l’orientazione delle fibre degli strati compositi (rispetto a quella di laminazione dei fogli di Al). In tabella 2 sono mostrati gli standard per il GLARE. 

B/C: Indica gli strati di alluminio intervallati dagli strati di composito.

D: Indica semplicemente lo spessore dei fogli di alluminio.

Tabella 2 - Standard per laminati in GLARE[6]

Per semplificare la comprensione facciamo un esempio: es. GLARE 6-3/2-0.3 In questo caso abbiamo un FML rinforzato con fibre di vetro (GLARE), che rientra nello standard 6: il laminato è costituito da 3 strati di alluminio 2024-T3 spessi 0.3 mm l’uno, intervallati da 2 strati di materiale composito spessi circa 0.25 mm con fibre disposte a ±45°.


5. PROPRIETA’ DEI LAMINATI 5.1 COMPORTAMENTO A TRAZIONE Solitamente gli FML sottoposti a trazione mostrano un comportamento non-elastico dovuto alla plasticità degli strati di alluminio. In tabella 3 vengono forniti alcuni tipici valori che caratterizzano il comportamento a trazione di alcuni laminati ARALL e GLARE.

Tabella 3 - Prove a trazione su alcuni standard di ARALL e GLARE[5]

Il modulo elastico per gli FML è minore di quello dell’alluminio monolitico a causa del minor modulo elastico degli strati di materiale composito (che tipicamente ha una frazione volumetrica del 50%, e che quindi è la media fra il modulo elastico delle fibre e quello della matrice polimerica), ma è maggiore di quello di un composito tradizionale composto dallo stessa frazione volumetrica fibra/matrice. E’ facile capire come le proprietà dei FML sono fortemente direzionali: le caratteristiche meccaniche vengono determinate dal materiale composito lungo le direzioni delle fibre e dagli strati di alluminio nelle direzioni ad esse trasversali. Per evitare di avere un laminato con proprietà troppo eterogenee si usa disporre le fibre secondo molteplici direzioni (principalmente 90° e ±45°) migliorando così le caratteristiche nelle direzioni diverse da quella principale (0°). A causa del minor modulo elastico degli strati di composito però si riscontra un abbassamento dello sforzo di snervamento, soprattutto in direzione trasversale, in quanto gli strati di alluminio sono costretti a subire una maggiore deformazione[6]. La curva sforzo-deformazione per il laminato scaturisce dalla combinazione dei grafici fibrametallo, che dipendono dall’orientazione delle fibre e dalla direzione del carico. Anche se le proprietà delle leghe d’alluminio sono ormai ben note, un laminato di alluminio rinforzato con fibre di vetro dà luogo a un grafico piuttosto complesso da descrivere. A causa del comportamento elasto-plastico dell’alluminio è necessario considerare la risposta del laminato a una deformazione di tipo plastico. In letteratura è stato sperimentato un approccio molto accurato chiamato SSCP (Stress-Strain Calculation Program) che consente di stimare il comportamento sotto sforzo dei FML, tenendo conto della plasticità dell’alluminio, degli stress residui dovuti al processo di cura e alle pre-deformazioni che vengono indotte nel laminato allo scopo annullarle[4]. Lo scarto riscontrato sulla resistenza a rottura lungo le direzioni longitudinale e trasversale dei laminati analizzati è risultato essere nella maggior parte dei casi minore del 5%.


5.2 COMPORTAMENTO A COMPRESSIONE Il modulo elastico in compressione è come si può notare molto vicino a quello in trazione, mentre lo sforzo di snervamento a compressione è minore di quello a trazione. In ogni caso il modulo elastico specifico a compressione è comunque maggiore di quello dell’alluminio monolitico[6]. A differenza delle fibre aramidiche, le fibre di vetro non hanno la tendenza a soffrire di fenomeni di micro-buckling sotto sforzi di compressione: per questo motivo i laminati in GLARE, al contrario di quelli in ARALL, possono essere utilizzati anche in componenti sollecitati a compressione. Le proprietà a compressione a temperatura ambiente di alcuni laminati di GLARE sono riassunte in tabella 4.

Tabella 4 - Prove a compressione su alcuni standard di GLARE[6]

5.3 COMPORTAMENTO A TAGLIO Gli sforzi di taglio su una fusoliera d’aereo si generano a causa di flessioni o torsioni. Per questo è importante conoscere uno sforzo di snervamento a taglio come parametro per la progettazione del componente. Per garantire inoltre buona resistenza al "peel" e al taglio non si potrà superare una quantità di fibra in volume superiore al 50%, anche se essa dovrà comunque essere mantenuta elevata per garantire un'adeguata resistenza a fatica. Questa caratteristica dei FML però non è ancora ben documentata in letteratura (soprattutto a temperature differenti da quella ambiente) e solitamente sembra avere valori intorno alla metà di quella dell’alluminio monolitico. In tabella 5 si riportano alcuni valori di resistenza al taglio per quanto riguarda il GLARE 4.

Tabella 5 - Resistenza al taglio per alcuni laminati in GLARE[6]


5.4 COMPORTAMENTO A STRAPPO La resistenza a strappo è uno dei fattori di maggior importanza per le giunzioni strutturali. Anche in questo caso il comportamento del laminato è più complesso rispetto al caso di materiali monolitici. Alcune prove di letteratura mostrano come i laminati siano meno resistenti a pin-type bearing rispetto a bolt-type bearing, probabilmente a causa della instabilità dovuta a delaminazione che si verifica solo nella prima modalità di test[6-7]. Bisogna dire che, a parte alcuni specifici studi come quello sopra descritto, non è stato ancora oggetto di studio il modo in cui gli innumerevoli fattori intervengano nel modificare la resistenza a strappo come il tipo di fibre, il tipo di resina, l’orientazione delle fibre, il rapporto volumetrico fibra-matrice, i fattori acceleranti (pin, bolt, screw), i fattori geometrici, la direzione di carico, la velocità di applicazione del carico e molti altri.

5.5 MECCANICA DELLA FRATTURA La meccanica della frattura nei FML è piuttosto complessa e coinvolge diverse tipologie di cedimento (quali la rottura della matrice, il debonding fra fibra e matrice, la rottura delle fibre, lo scorrimento all’interfaccia fibra-matrice e l’inter-delaminazione) a seconda della direzione delle sollecitazioni, della temperatura di esercizio o dell’umidità dell’ambiente [6]. I risultati di alcuni studi sperimentali, basati sulla resistenza a propagazione della frattura su provini intagliati, mostrano il comportamento dei alcuni tipi di GLARE rispetto alla lega di alluminio 2024-T3 (figura 13).

Figura 13 - Resistenza alla propagazione della cricca rispetto alla sua lunghezza[6] L’utilizzo di fibre ad elevata resistenza può rallentare in modo molto efficace la propagazione della cricca rispetto all’alluminio monolitico. Da qui l’elevata tenacità a frattura dei FML, che è controllata da diversi meccanismi di rinforzo come il distacco interfacciale fra metallo e preimpregnato, la ridistribuzione delle tensioni dopo la formazione della cricca e il comportamento a frattura degli strati di composito e alluminio. E’ stato riscontrato che i FML con cricche di fatica hanno solitamente una più alta tenacità a frattura rispetto a laminati con un taglio a sega dovuto alle fibre integre nella scia della cricca e una zona di de-laminazione attorno ad essa, che effettivamente aumenta la deformazione della fibre.


In figura 14 sono riportati i meccanismi di frattura dei laminati in GLARE 2 e GLARE 3 contenenti una cricca iniziale. Nel caso del GLARE 2 avviene una de-laminazione statica tra pre-impregnato e alluminio nella zona di carico vicino alla cricca. La de-laminazione si propaga lungo la direzione delle fibre e dà luogo a un ampliamento della cricca negli strati di alluminio. La frattura finale inizia con la rottura delle fibre vicine all’apice della stessa, mentre quelle in prossimità della cricca iniziale rimangono intatte. La frattura per il GLARE 3 invece comincia con le fibre più vicine alla zona centrale della cricca di fatica, dando luogo a un aumento della lunghezza della cricca iniziale che continuerà a propagarsi rompendo anche le fibre mano a mano più lontane dal centro. Sul comportamento delle altre tipologie di FML invece non ci sono in letteratura dati sufficienti per ipotizzare un meccanismo di frattura.

Figura 14 - Schema della fenomeno di frattura in vari standard di GLARE [6]

5.6 RESISTENZA ALL’INTAGLIO La resistenza all’intaglio è un parametro molto importante dato che in strutture aeronautiche molto spesso gli intagli e le discontinuità geometriche non possono essere evitate. Come la maggior parte dei materiali compositi gli FML sono molto sensibili all’intaglio in confronto alle leghe leggere. In compenso la maggior resistenza (UTS) e deformazione a frattura delle fibre di vetro rendono il GLARE meno sensibile all’intaglio rispetto agli altri FML come l’ARALL[6]. I fattori che possono influenzare la resistenza all’intaglio dei FML includono la frazione volumetrica di fibre dei pre-impregnati e le proprietà dei loro costituenti, l’orientazione delle fibre e la natura dei difetti presenti. In un recente studio è stata paragonata la resistenza all’intaglio di un laminato in GLARE rispetto a due differenti tipi di intagli: uno circolare (blunt notch) e uno a dente di sega (saw cut), dove la concentrazione degli sforzi sul secondo è evidentemente più elevata. Come ci si aspettava la resistenza all’intaglio acuto è minore, tuttavia è stato riscontrato che la delaminazione è sempre presente nel laminato se il difetto iniziale è acuto, e tale delaminazione può in alcuni casi posporre la rottura delle fibre (aumentando quindi la resistenza a intaglio)[6].


E’ interessante anche notare come nel caso di intaglio blando la sensibilità all’intaglio diminuisca con l’aumentare della dimensione dello stesso. Questo fenomeno è associabile alla nascita di una de-laminazione statica che riduce la distribuzione degli sforzi e ritarda la rottura delle fibre nei pressi del difetto. L’analisi degli sforzi e la sensibilità all’intaglio all’apice della cricca invece sono di difficile modellazione a causa della complessità dell’effettivo processo di danneggiamento del laminato che coinvolge micro-fessurazioni della matrice, fiber-bridging, de-laminazione e lo sviluppo di zone di plasticità negli strati di alluminio. Diversi modelli sono stati proposti negli ultimi anni per predire la resistenza a intaglio e descrivere il danneggiamento della zona all’apice della cricca nei FML: il modello di NuismerWhitney modificato, il criterio di stress medio, il criterio di stress medio modificato, il metodo della curva-R e il modello dell’effettiva propagazione della cricca. Ciò nonostante per validare queste recenti teorie c’è bisogno di maggiori studi e modellazioni numeriche.

5.7 RESISTENZA A FATICA Rispetto ai materiali "monolitici", e cioè costituiti da un unico blocco omogeneo, gli FML sembrano avere in maniera particolare migliori proprietà di resistenza a fatica, a causa degli esigui spessori che caratterizzano ciascun strato. Infatti per questi spessori (dell'ordine dei decimi di millimetro) si può parlare di condizione prevalente di "plane stress" (stato piano di tensione), condizione di sforzo favorevole alla crescita lenta di cricche di fatica. Unitamente a questo fenomeno, bisogna considerare anche quello di "crack bridging", e cioè la capacità del materiale in questione di trasferire il carico dalla lamina di metallo criccata ai corrispondenti strati di fibra, diminuendo così le tensioni all'apice della cricca, e rallentandone ancor di più la crescita. In figura 15 è mostrato schematicamente il meccanismo di bridging (o cucitura) delle fibre responsabile delle eccezionali proprietà a fatica dei FML[8-9]. Un altro parametro importantissimo che regola le proprietà di resistenza a fatica di un FML è il grado di adesione degli strati di composito con il metallo. Una scarsa adesione provoca delaminazione, e cioè distacco dei layers di metallo da quelli di composito, un'adesione eccessiva al contrario ostacola il crack-bridging, propagandosi la cricca all'interno della matrice del composito senza trasferire carico al metallo. Bisognerà tener conto dei moduli elastici dei due materiali, e quindi del grado di adesione adeguato al fine di garantire un'equa distribuzione del carico[8-9].

Figura 115 - Meccanismo di crack-bridging da parte delle fibre[8]


Se nel materiale monolitico la velocità di propagazione della cricca tende ad incrementare con l’aumento della lunghezza della cricca, nei GLARE (e in generale in tutti i FML) questa tende a ridursi quasi costantemente. Sotto realistiche condizioni di carico i laminati in GLARE esibiscono una velocità di propagazione che può essere da 10 a 100 volte meno delle normali leghe leggere d’alluminio. In figura 16 viene mostrata la differenza di avanzamento della cricca nei FML rispetto a una lega d’alluminio tipicamente utilizzata nel campo aeronautico. Si può notare come la velocità di propagazione della cricca nell’ARALL non solo sia minore di quella della lega 7075-T6, ma che addirittura diminuisca mano a mano che la cricca si ingrandisce: questo riduce fortemente il rischio di rotture improvvise dovute a un avanzamento catastrofico della cricca salvaguardando il componente e migliorando molto la sicurezza e l’affidabilità della struttura. Di notevole importanza è anche il trattamento di pre-carico che riduce o elimina gli stress residui dovuti al trattamento di cura, aumentando così l’effetto di rallentamento della velocità di propagazione[8].

Figura 126 - Velocità di propagazione della cricca in funzione della sua lunghezza [8] Questo fenomeno migliora notevolmente la vita utile di questo tipo di laminati nonostante essi iniziano a danneggiarsi prima. Infatti nei laminati di alluminio la fase di innesco della cricca è leggermente più rapida rispetto ai loro corrispettivi monolitici, come si vede in figura 17, ma il numero di cicli a rottura diventa molto maggiore per il fatto che il crack-bridging della fibre rallenta notevolmente la fase di propagazione. Diversi modelli sono stati proposti per stimare il fenomeno di propagazione della cricca a fatica dei FML. Marissen ha sviluppato un modello per calcolare il comportamento a fatica di campioni aventi una cricca centrale pre-esistente, tenendo conto del coefficiente di intensificazione degli sforzi all’apice della cricca e il tasso di rilascio di energia causato dalla de-laminazione tra gli strati. Si suppone che gli sforzi lungo i lembi della cricca siano uniformi, anche se l’unico caso in cui si hanno tali condizioni è quello di un provino con una cricca centrale che presenta una de-laminazione ellittica. Solitamente invece si hanno intagli a dente di sega e con de-laminazioni irregolari (che hanno forma approssimativamente triangolare) [6].


Cain ha presentato un metodo fenomenologico basato sul fatto che gli sforzi di bridging nei FML possano essere caratterizzati da un polinomio di bassa potenza. Tuttavia gli sforzi all’apice della cricca non possono essere accuratamente determinati con questo tipo di espressione e vanno ricavati tramite modelli a elementi finiti. Un altro modello, basato sull’analisi della distribuzione degli sforzi di trazione dovuti al fenomeno di bridging, è stato sviluppato da Guo e Wu. L’effettivo livello di stress all’apice della cricca e la sua velocità di propagazione vengono associate a un’equivalente lunghezza di cricca, che viene ipotizzata costante in questo modello.

Figura 17 - Numero di cicli necessari alla fase di innesco e alla rottura finale per alcuni materiali aeronautici[8] Anche nel caso di intagli, come ad esempio rivettature, i FML mantengono comunque una resistenza a fatica maggiore delle tradizionali leghe di alluminio[10]. Il comportamento dei FML sottoposto a carichi ciclici con ampiezza variabile (ossia cicli che presentano saltuariamente sovraccarichi positivi e/o negativi) sono stati studiati in un recentissimo studio dove sono stati analizzate la velocità di propagazione e l’allargamento della cricca in provini sottoposti a queste tipologie di carichi. E’ stato riscontrato come la riduzione della propagazione della cricca dipenda dal rapporto di carico (fra l’ampiezza nominale e quella di sovraccarico). Una riduzione del rapporto riduce l’effetto di plasticizzazione locale all’apice della cricca e di rallentamento della propagazione della cricca. L’applicazioni un blocco di cicli di sovraccarico amplifica l’effetto di “crack-growth retardation”[11].


5.8 COMPORTAMENTO A IMPATTO Una delle maggiori preoccupazioni riguardante i materiali compositi utilizzati in strutture sottili “a guscio” (come ad esempio le fusoliere) è la relativamente elevata suscettibilità a danni da impatto che possono essere causati da detriti vaganti, volatili, grandine, residui che fuoriescono dai motori ecc… In figura 18 sono riportati i valori minimi di energia che causano la rottura del componente per diversi materiali aeronautici, fra cui il GLARE 3. Come si può notare esso resiste molto meglio degli altri materiali, soprattutto per impatti ad elevata velocità, grazie al fenomeno di forte incrudimento che avviene nelle fibre di vetro (causato dall’elevata velocità di deformazione) combinato alla loro notevole deformazione a rottura[6].

Figura 18 - Energia di impatto necessaria per la rottura del pannello [6] Tipicamente i materiali compositi laminati soggetti a impatto sono danneggiati internamente e il fatto di avere difetti non facilmente rilevabili è un grosso handicap nella sicurezza delle strutture aeronautiche. Inoltre il danneggiamento interno si estende ben oltre la zona di impatto riducendo significativamente la resistenza e la rigidezza della struttura. Comunque alcune ricerche hanno dimostrato come nei FML (in particolare nel GLARE) la zona lesa è meno estesa rispetto al caso dei tradizionali materiali compositi. Infatti il danneggiamento è confinato in una piccola regione attorno al punto di impatto e l’area inficiata è più piccola della parte deformata plasticamente negli strati esterni di alluminio[6]. In particolare sono i laminati cross-plied (ossia quelli con fibre in due differenti direzioni, come il GLARE 3 e il GLARE 4) ad avere le migliori prestazioni a impatto grazie alla loro miglior rigidezza nella direzione trasversale, come si vede in figura 19.

Figura 19 – Resistenza a impatto in funzione dello spessore del pannello [6]


E’ interessante vedere qual è la risposta a fatica di questo tipo di laminati dopo un danneggiamento da impatto: in tabella 6 sono confrontati alcuni FML con una lega di alluminio monolitica. Si può notare come anche dopo un impatto la vita a fatica di un FML è notevolmente superiore a quella di una tradizionale lega in Al. Nessuna instabilità da delaminazione, che nei materiali compositi è critica, viene riscontrata nei FML.

Tabella 6 - Vita utile del componente dopo impatto[6]

5.9 DURABILITA’ AMBIENTALE La durabilità ambientale dei FML comprende principalmente la resistenza a corrosione e l’assorbimento di umidità. Come in tutti i compositi fibrosi a matrice polimerica la parte adesiva dello strato non-metallico tende ad assorbire umidità dall’ambiente esterno. Questo fenomeno è molto accentuato a causa della condensa che molto spesso si va a formare sulle superfici metalliche fredde degli aerei. A differenza però dei tradizionali compositi, gli FML hanno un minor assorbimento grazie agli strati di alluminio esterni che bloccano la diffusione dell’umidità: si può subito notare dal grafico in figura 20 come l’aumento di peso dovuto all’assorbimento venga notevolmente ridotto nei FML (da 1,4% a 0,2%)[12-13].

Figura 20 - Aumento di peso del laminato a causa dell'assorbimento di umidità [12] L’umidità nei FML è molto dannosa perché favorisce la de-laminazione tra gli strati di preimpregnato e quelli metallici, diminuendo le proprietà meccaniche (come il modulo elastico, la resistenza a trazione e la resistenza a fatica). Gli effetti sono molto più marcati nel caso di acqua distillata e soluzioni saline che nel caso di aria umida, e sono più significativi ad elevate temperatura.


In tabella 7 sono mostrati i risultati di due studi che dimostrano come le due principali proprietà meccaniche diminuiscano in condizioni ETW (80°C e 90% umidità relativa) rispetto al caso RTD (temperatura ambiente e atmosfera secca). Vediamo anche come queste proprietà nel caso del GLARE e nel CARALL si riducano solo del 3÷4%, mentre nel caso di compositi a fibre di vetro e carbonio le proprietà diminuiscano rispettivamente di circa il 10% e del 14%. Si capisce quindi l’importanza dell’effetto “barriera” degli strati di alluminio.

Tabella 7 - Riduzione delle proprietà meccaniche causate dall'assorbimento di umidità [12-13]

Anche la resistenza a fatica viene inficiata dal fenomeno di assorbimento (che in questi studi si osserva arrivare a saturazione intorno alle 6 settimane): come si vede in figura 21, i provini esposti a ETW esibiscono una riduzione del limite di fatica di circa il 20%.

Figura 21 - Riduzione del limite di fatica causata dall'assorbimento di umidità [12] I FML mostrano un ottima resistenza alla corrosione ambientale solo se tutti i fogli di alluminio utilizzati sono stati precedentemente anodizzati e rivestiti con un primer contenente sostanze inibitrici[6]. La corrosione attraverso lo spessore viene bloccata dagli strati polimerici, infatti alcuni test di corrosione accelerata hanno mostrato come solo gli strati di alluminio più esterni possano essere soggetti a corrosione. Uno studio ha mostrato come la resistenza a corrosione di un laminato in GLARE con fogli di alluminio 2024-T3 spessi 0.4 mm sia maggiore di quella di un pannello spesso 4 mm della stessa lega. Nonostante sia necessario effettuare ulteriori test, soprattutto ad elevate temperature e differenti gradi di umidità, possiamo sostenere che la durabilità ambientale dei FML è sicuramente buona. Interessante sarebbe valutare la resistenza a SCC (stress cracking corrosion) di questi laminati, dato che alcune leghe di alluminio utilizzate nel settore (come la 7075) ne siano molto suscettibili.


6. CONCLUSIONI In questo articolo si è voluto fare una breve panoramica sul mondo dei Fiber Metal Laminates (FML) e sue loro principali proprietà. Questi laminati, utilizzati soprattutto per applicazioni aeronautiche e aerospaziali, hanno rivoluzionato il mondo dei materiali compositi rinforzati con fibre introducendo dei fogli in lega di alluminio fra uno stato e l’altro. Il principale vantaggio di questo tipo di materiale è l’incredibile resistenza a fatica garantita dall’effetto di rinforzo delle fibre e dal meccanismo di “crack-bridging” delle stesse che consente di rallentare la velocità di propagazione della cricca mano a mano che essa avanza. Altri importanti vantaggi sono quello di limitare notevolmente l’assorbimento di umidità dall’ambiente rispetto ai tradizionali materiali compositi, garantendo così al laminiato di mantenere la sua leggerezza e le sue buone proprietà meccaniche, e quello di migliorare la resistenza a impatto e ridurre l’estensione della zona danneggiata.

7. BIBLIOGRAFIA [1] C.A.J.R. Vermeeren “An Historic Overview of the Development of Fibre Metal Laminates” Applied Composite Materials vol. 10 - 2003, pp. 189–205 [2] E.C. Botelho, R.S. Almeida, L.C. Pardini, et al. “A Review on the Development and Properties of Continuous Fiber/epoxy/aluminum Hybrid Composites for Aircraft Structures” Materials Research vol. 9 - 2006, pp. 247-256 [3] B.J. Jensen, R.J. Cano, S.J. Hales, et al. “Fiber Metal Laminates made by the VARTM process” http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/200 90028660_2009028339.pdf [4] M. Hagenbeek, C. Van Hengel, O.J. Bosker, et al. “Static properties of fibre metal laminates” Applied Composite Materials vol. 10 - 2003, pp. 207–222 [5] J.F Laliberte, C. Poon, P.V. Straznicky “Applications of fiber-metal laminates” Polymer Composites vol. 21 – 2000, pp. 558-567 [6] G.C. Wu, J.M. Yang “The Mechanical Behavior of GLARE Laminates for Aircraft Structures” Journal of Materials vol. 57 – 2005, pp. 72-79 [7] P.P. Krimbalis, C. Poon, Z. Fawaz, K. Behdinan “Experimental Characterization of the Bearing Strength of Fiber Metal Laminates” Journal of Composite Materials vol. 41 – 2007, pp. 30193131

[8] H. Buhl “Advanced Aerospace Materials” Springer-Verlag Berlin - 1992, pp. 118-124 [9] H.M. Plokker, R.C. Alderliesten, R. Benedictus “Crack closure in fibre metal laminates” Fatigue & Fracture of Engineering Materials & Structures vol.30 - 2007, pp. 608-620 [10] A. Lanciotti, L. Lazzeri “Fatigue resistance and residual strength of riveted joints in FML” Fatigue & Fracture of Engineering Materials & Structures vol.32 - 2009, pp. 837-846 [11] H.M. Plokker, S.U. Khan, R.C. Alderliesten, et al. “Fatigue crack growth in fibre metal laminates under selective variable-amplitude loading” Fatigue & Fracture of Engineering Materials & Structures vol.32 - 2009, pp. 233-248 [12] E.C. Botelho, D.A. Da Silva, M.C. Rezende, et al. “Hygrothermal Aging Effect on Fatigue Behavior of GLARE” Journal of Reinforced Plastics and Composite Materials vol.28 – 2009, pp. 2487-2499 [13] E.C. Botelho, R.S. Almeida, L.C. Pardini, et al. “Influence of Hygrothermal Conditioning on the Elastic Properties of Carall Laminates” Applied Composite Materials vol. 14 - 2007, pp. 209–222


Materiali compositi laminati a base di leghe leggere