ITTO20090701A1 - Procedimento per la fabbricazione di un'ordinata di fusoliera in materiale composito - Google Patents

Description

"Procedimento per la fabbricazione di un’ordinata di fusoliera in materiale composito"

DESCRIZIONE

La presente invenzione si riferisce ad un procedimento per la fabbricazione di un’ordinata di fusoliera in materiale composito.

Sono note ordinate (o “frames†) di fusoliera composte da elementi strutturali di forma arcuata, che possono avere uno sviluppo circonferenziale fino a 6 metri, vantaggiosamente realizzati in materiale composito per ottimizzare il rapporto rigidezza/peso. Le ordinate devono contrastare il cosiddetto “hoop stress†, cioà ̈ impedire l’allargamento della fusoliera a causa della differenza di pressione con l’esterno che si verifica durante il volo. Per talune applicazioni à ̈ richiesto che le ordinate di fusoliera abbiano una sezione trasversale a Z.

Per aumentare l’efficienza strutturale di questi elementi à ̈ richiesto che la direzione di una parte delle fibre di rinforzo, in carbonio o fiberglass o altro, abbia la stessa direzione curvilinea o circonferenziale dell’elemento strutturale.

Questo requisito non può essere soddisfatto utilizzando i tradizionali materiali di materiale composito preimpregnati con processi convenzionali. Questi materiali, infatti, sono prodotti da insiemi di fibre rettilinei, tessuti o nastri unidirezionali, impregnati in un processo continuo con film di resina. Per la natura continua di questi materiali, i processi convenzionali di laminazione manuale o automatica non sono applicabili quando le fibre di rinforzo hanno una disposizione curvilinea. Infatti, se si cerca di deformare i preimpregnati tradizionali con fibre rettilinee nel tentativo di dare all’elemento una forma curvilinea, si formano inevitabilmente delle grinze nelle fibre situate dove la piegatura o incurvamento à ̈ accompagnata da una riduzione di raggio.

Per superare i limiti posti dalla preimpregnazione e realizzare componenti strutturali curvilinei sono state sviluppate diverse metodologie che presentano però alcuni inconvenienti. Sono stati in particolare sviluppati processi che permettono di assemblare strati di rinforzo con fibre curvilinee, quali strati di tipo intrecciato curvi piani e tessuti a spirale, che risolvono parzialmente il problema. Occorre però che questi elementi piani siano formati nella geometria del componente che si vuole ottenere (ad es. ordinate con sezione a C o shear tie con sezione ad L), prima di essere infusi con resina. La formatura di questi tessuti presenta notevoli criticità in quanto le fibre non impregnate deviano facilmente dalla direzione originaria disponendosi con modalità imprevedibili e non coerenti con il progetto. Per superare questo problema à ̈ stata sviluppata una tecnologia basata su una speciale tecnica di tessitura detta “overbraiding†. In questa tecnica la fibra di rinforzo viene tessuta mediante speciali macchine su un mandrino temporaneo di supporto avente la stessa forma curvilinea del componente da realizzare ed avente una sezione trasversale idonea a ricavarne mediante solo taglio longitudinale la sezione del componente che si intende realizzare.

Tuttavia anche la tecnologia dell’overbraiding presenta alcune importanti limitazioni. Infatti: - non à ̈ possibile orientare le fibre di rinforzo in tutte le direzioni come desiderabile per aumentare la prestazione strutturale, ma solo in un campo più ristretto, di norma nel campo che va da circa 70° a –70° rispetto alla direzione longitudinale dell'elemento che si vuole realizzare. Pertanto non à ̈ possibile inserire fibre a 90° (rispetto alla direzione longitudinale dell’elemento) che sono tipiche del lay up di componenti strutturali in composito;

- la delicatezza delle preforme richiede che le stesse dal momento della tessitura fino al momento dell’utilizzo debbano essere supportati dai mandrini ausiliari di tessitura creando problemi di costi e logistica di trasporto ed immagazzinamento. Ciò richiede inoltre un numero consistente di mandrini di supporto di costo elevato;

- le sezioni realizzabili con il processo di overbraiding sono limitate a quelle ricavabili da una sezione chiusa tipo C. Sezioni diverse si ricavano con difficoltà accompagnate a problemi di qualità: orientamento fibre non a disegno, grinze ecc.;

- le sezioni realizzabili con il processo di overbraiding sono limitate ad uno spessore costante e non possono essere variate rispetto alla direzione trasversale dell'elemento;

- il processo di infusione con resina della preforma di rinforzo à ̈ particolarmente complesso e limita la tipologia delle resine utilizzabili.

Un altro metodo, trattato in WO 2009/016552 A a nome dello stesso Richiedente, à ̈ basato sulla preinfusione con resina di strati piani di rinforzi intrecciati con fibre già curvilinee con un raggio costante che interpola quello del componente da realizzare, generalmente a raggio variabile. Questo processo risolve alcune limitazioni del precedente processo in quanto à ̈ possibile variare lo spessore nella sezione e non richiede mandrini di tessitura, ma à ̈ idoneo per componenti in cui le variazioni locali di raggio non superano il 5-10% del raggio degli elementi piani, poiché in caso contrario si formano grinze inaccettabili quando viene eseguita la formatura alla forma finale del componente.

Scopo dell’invenzione à ̈ di fabbricare ordinate comprendenti di fibre di rinforzo orientate circonferenzialmente nell’anima dell’ordinata ed utilizzando nastri unidirezionali in prepreg, evitando la formazione di grinze. I nastri unidirezionali di prepreg sono vantaggiosi perché sono materiali standardizzati, di cui si conoscono con esattezza le caratteristiche di resistenza strutturale e non comportano gli inconvenienti sopra citati. La loro utilizzazione permette, inoltre, una notevole libertà nella scelta della collocazione degli ispessimenti (o “doublers†). Un altro scopo dell’invenzione à ̈ di proporre un procedimento particolarmente vantaggioso per la fabbricazione di ordinate con sezione trasversale a Z.

Questi ed altri scopi e vantaggi, che saranno compresi meglio in seguito, sono raggiunti secondo la presente invenzione da un procedimento di fabbricazione come definito nelle rivendicazioni annesse.

Verrà ora descritta una forma di attuazione preferita ma non limitativa dell’invenzione. Si fa riferimento ai disegni allegati, in cui:

la figura 1 à ̈ una vista in sezione di un elemento strutturale per la formazione di un’ordinata di fusoliera;

la figura 2 à ̈ una vista in sezione trasversale dell’elemento della figura 1;

la figura 3 à ̈ una vista schematica in sezione trasversale delle parti componenti l’elemento della figura 1;

le figure 4A-4B e 5A-5C illustrano schematicamente alcune fasi di formatura di un laminato che compone l’elemento strutturale della figura 1; la figura 6 à ̈ una vista prospettica schematica di parte di un elemento disposto su un’attrezzatura di formatura;

la figura 7 à ̈ una vista schematica di una fase di formatura del procedimento secondo l’invenzione; e

la figura 8 à ̈ una vista schematica prospettica e parzialmente sezionata di una parte dell’attrezzatura della figura 6 durante una fase del procedimento successiva a quella della figura 6.

Facendo inizialmente riferimento alle figure 1 e 2, con il numero di riferimento 10 à ̈ indicato nel suo insieme un elemento strutturale arcuato con sezione trasversale definita a “Z†per la composizione di una cosiddetta “frame†o ordinata di irrigidimento della fusoliera di un aeromobile. L’elemento 10 presenta un’anima 11 giacente in un piano radiale, una flangia radialmente esterna 12 ed una flangia radialmente interna 13 che si estendono secondo due rispettive superfici cilindriche coassiali. Con 14 à ̈ indicato un ispessimento locale o “doubler†, che si estende nella direzione circonferenziale, perpendicolarmente al piano del disegno per chi osserva la figura 2.

L’elemento 10 finito, così come illustrato nella figura 1, presenta una serie di cavità o aperture perimetrali arrotondate 15, circonferenzialmente distanziate. Le cavità 15 consentono il passaggio degli irrigidimenti longitudinali paralleli (cosiddetti “stringers†, non illustrati) giacenti sulla superficie interna della pelle della fusoliera, e orientati perpendicolarmente al piano del disegno della figura 1.

La figura 3 illustra schematicamente le porzioni o “cariche†che costituiscono l’elemento 10; a scopo puramente illustrativo le cariche sono illustrate separate tra loro. Una prima carica a forma di Z à ̈ indicata con 20. Questa prima carica costituisce il lato dell’elemento o “frame†che verrà poi posato contro l’utensile di formatura durante la fase di polimerizzazione in autoclave. La prima carica 11 à ̈ data da una laminazione di strati (o plies) di nastri prepreg unidirezionali con fibre di carbonio orientate in modo di per sé noto a 45°, -45°, 90°, -45° e 45° rispetto alla direzione longitudinale o circonferenziale nella quale si estende l'elemento 10.

La prima carica 20 (figura 4A) viene formata partendo da un laminato arcuato piatto 20’ che viene posato su una superficie piana radiale F di un mandrino di formatura M1 allungato ed arcuato. La superficie piana F forma un bordo angolare D con una superficie cilindrica S convessa e qui definita “radialmente esterna†dello stesso mandrino M1. Il mandrino à ̈ associato ad una lampada ad infrarossi L. Si impartisce una prima piega 21a, così da individuare una flangia esterna 22, ottenendo una sezione ad L (figure 4A-4B); la carica viene poi posata su un mandrino M2, dove si forma per piegatura la flangia interna 23, ottenendo la forma a Z (figure 5A-5C). Con 21 à ̈ indicata la porzione radiale che concorre a formare l’anima dell’elemento 10.

Si noterà che la piegatura della flangia esterna comporta una riduzione di diametro per il fatto che il bordo 24 viene portato da una circonferenza iniziale radialmente più esterna, nella condizione di iniziale piatta (figura 4A), ad una circonferenza finale radialmente più interna, nella condizione di flangia piegata (figura 4B). Per evitare la formazione di grinze risultanti da questa operazione di piegatura, l’utensile di formatura à ̈ associato ad una pluralità di formazioni a promontorio P (una sola di queste formazioni à ̈ illustrata nelle figure 6 e 7) disposte a raggiera in posizioni radialmente esterne rispetto alla superficie cilindrica esterna S del mandrino M1. Ciascuna formazione P comprende un corpo a cupola C con una parete o nervatura verticale N orientata radialmente che collega la cupola C alla superficie cilindrica esterna S del mandrino.

Come illustrato nella figura 7, per la piegatura si utilizza una membrana elastomerica E, sigillata ermeticamente ad una base B in modo tale da coprire il mandrino M1, la carica 20’ da piegare e le formazioni a promontorio P. Si scalda la carica 20’ con la lampada ad infrarossi, e si applica il vuoto tra la membrana E e la base B. Per effetto dell’aspirazione, la membrana si abbassa sul mandrino e sulla carica di materiale composito. La parte 20†della carica che sporge a sbalzo oltre il bordo angolare D à ̈ quella destinata a costituire la flangia 22. Questa parte sporgente 20†, piegata dalla membrana, viene a prima contatto e copia la forma cilindrica della superficie cilindrica S del mandrino nelle zone intermedie tra i promontori. Invece, in prossimità dei promontori, dove saranno formate la cavità periferiche 15, le cupole e le nervature impediscono alla membrana di avvicinarsi immediatamente alla superficie S del mandrino. Il contatto della membrana nelle zone vicine alle nervature N avviene quando la flangia esterna 22 à ̈ già adiacente alla superficie S e ne ha copiato la forma correttamente. In altre parole, la membrana rimane distanziata dal mandrino nelle zone vicine ai promontori, o arriva a contattare la superficie S in ritardo, essendo sostenuta dai promontori sporgenti, in particolare dalle nervature N.

Grazie a questa configurazione, le grinze che deriverebbero dalla riduzione del raggio sono guidate o costrette a formarsi nella zona dei promontori. Le porzioni della flangia situate a cavallo dei promontori vengono poi rimosse per taglio al fine di formare le cavità periferiche 15. La flangia esterna 22 à ̈ così costituita da una successione di tratti aventi forma di segmenti cilindrici privi di grinze, e intervallati dalle cavità 15.

La piegatura della flangia radialmente interna 23 non comporta problemi di grinze poiché comporta un allargamento del diametro, e quindi una tensione di trazione. Infatti il bordo radialmente interno 25 viene portato da una circonferenza iniziale radialmente più interna, nella condizione di iniziale piatta (figure 5A e 5B), ad una circonferenza finale radialmente più interna, nella condizione in cui la flangia interna 23 à ̈ piegata (figura 5C) contro la parete cilindrica concava e radialmente interna T del mandrino M2. Pertanto questa operazione non richiede né l’uso di formazioni a promontorio, né l’ottenimento di cavità sulla periferia interna dell’elemento.

Una volta formata la prima carica a Z, si posizionano gli strati (plies) intermedi 31, 32, 33 aventi con fibre di rinforzo curve orientate circonferenzialmente (o a 0°). L’utilizzazione dei nastri di preimpregnato non comporta alcun problema per la formazione delle flange 32 e 33 della sezione a Z, dove i nastri vengono stesi su superfici cilindriche, rispettivamente sulle flange 22 e 23 della prima carica 20. Per formare gli strati 31 dell’anima, si dispongono ordinatamente strisce di prepreg 31a orientate circonferenzialmente e giacenti sulla superficie radiale della porzione di anima 21 della prima carica 20, secondo una configurazione assimilabile ad un “arcobaleno†. Da prove sperimentali effettuate dalla Richiedente à ̈ risultato che la formazione degli strati di anima 31 non produce grinze nella parte radialmente più interna di ciascuna striscia 31a se si utilizzano strisce di preimpregnato non più larghe di 12 mm nella direzione radiale. Queste strisce possono essere depositate a gruppi di 8, affiancate nella direzione assiale, per mezzo di una “fiber placement machine†di tipo noto.

A seconda delle esigenze di progetto si dispongono i doublers 40 (figura 3), e quindi si forma la seconda carica a Z 50 su un mandrino separato (non illustrato), seguendo gli stessi passi sopra descritti in relazione alla formazione della prima carica 20. In breve, partendo da un laminato arcuato piatto, si piegano le flange esterna 52 ed interna 53, utilizzando un mandrino associato ad una serie di formazioni a promontorio radialmente esterne per prevenire grinze nella zona della flangia esterna, in modo simile a quanto sopra descritto in relazione alla flangia 22.

La seconda carica 50 costituisce il lato dell’elemento 10 che si troverà dal lato del sacco a vuoto durante la successiva fase di polimerizzazione in autoclave. Come la prima carica 11, anche la seconda carica 50 comprende preferibilmente una laminazione di strati di nastri prepreg unidirezionali combinati tra loro e orientati ad esempio a 45°, -45°, 90°, -45° e 45°.

Una volta completata la stratificazione delle cariche, si procede con l’esecuzione di un sacco a vuoto, utilizzando i materiali noti nel campo quali un film separatore, un tessuto di ventilazione, un film da sacco sigillato sui bordi dell’attrezzo di polimerizzazione e apposizione sullo stesso film da sacco di valvole per il vuoto. Infine, si procede con la polimerizzazione e compattazione dell’elemento, con l’esecuzione di un ciclo combinato di pressione e temperatura per realizzare la compattazione degli strati ed attivare la polimerizzazione della resina. In alcune applicazioni la sola applicazione del vuoto e della temperatura à ̈ sufficiente alla compattazione ed alla polimerizzazione dell’elemento.

Si intende che l'invenzione non à ̈ limitata alla forma di attuazione qui descritta ed illustrata, che à ̈ da considerarsi come un esempio di attuazione del procedimento; l’invenzione à ̈ invece suscettibile di modifiche relative a forma e dimensioni, disposizioni di parti e dettagli costruttivi. Ad esempio, l’invenzione à ̈ ugualmente applicabile per la fabbricazione di elementi strutturali aventi sezioni trasversali di forme diverse da quella a Z, in particolare sezioni a C, a L, a T, ecc.

Claims (7)

1. RIVENDICAZIONI 1. Procedimento per fabbricare un elemento strutturale arcuato di un’ordinata di fusoliera in materiale composito utilizzando nastri con fibre unidirezionali preimpregnate di resina, dove l’elemento (10) include un’anima (11) giacente in un piano radiale ed almeno una flangia cilindrica radialmente esterna (12), caratterizzato dal fatto che il procedimento comprende le fasi di: predisporre un mandrino di formatura arcuato ed allungato (M1) avente una superficie radiale piana (F) che forma un bordo angolare (D) con una superficie cilindrica convessa e radialmente esterna (S); predisporre una pluralità di formazioni a promontorio (P) disposte a raggiera in posizioni radialmente esterne rispetto alla superficie cilindrica (S); posare sul mandrino di formatura (M1) una pluralità di strati di materiale composito preimpregnato così da formare almeno un primo laminato arcuato piatto (20’) dove una parte (20†) del laminato sporge in direzione radialmente esterna oltre il bordo angolare (D); coprire il mandrino (M1), il laminato (20’) e le formazioni a promontorio (P) con una membrana (E); applicare un’aspirazione sotto la membrana, provocando la membrana a spingere la parte sporgente (20†) del laminato contro la superficie cilindrica (S) e contro le formazioni a promontorio (P), in modo tale che detta parte sporgente, piegata dalla membrana, copia parzialmente la forma della superficie cilindrica (S) del mandrino nelle zone intermedie tra i promontori, mentre questi impediscono o ritardano il contatto della parte sporgente (20†) con la superficie cilindrica (S) in prossimità dei promontori; asportare porzioni discrete della parte sporgente (20†) vicine alle formazioni a promontorio, ottenendo cavità (15) periferiche distanziate l’una dall’altra da tratti di flangia (22) a forma di segmenti cilindrici.
2. 2. Procedimento secondo la rivendicazione 1, dove il primo laminato comprende una porzione di anima (21) formata da strati con fibre orientate secondo angoli diversi da 0° rispetto alla direzione circonferenziale in cui si estende l’elemento arcuato (10), caratterizzato dal fatto che comprende la fase di posare sulla porzione di anima (21) una pluralità di strati di materiale composito preimpregnato costituiti da strisce (31a) con fibre di rinforzo curve orientate circonferenzialmente, dove ciascuna striscia (31a) ha una larghezza non eccedente circa 12 mm nella direzione radiale.
3. 3. Procedimento secondo la rivendicazione 2, caratterizzato dal fatto che le strisce (31a) sono depositate a gruppi, affiancate nella direzione assiale.
4. 4. Procedimento secondo una qualunque delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che ciascuna formazione a promontorio (P) comprende un corpo a cupola (C).
5. 5. Procedimento secondo la rivendicazione 4, caratterizzato dal fatto che ciascun corpo a cupola (C) Ã ̈ collegato alla superficie cilindrica esterna (S) del mandrino tramite una parete o nervatura (N) orientata radialmente atta a sostenere la membrana (E) durante la fase di applicazione del vuoto.
6. 6. Procedimento secondo la rivendicazione 5, caratterizzato dal fatto che la parete di collegamento (N) Ã ̈ verticale.
7. 7. Procedimento secondo una qualunque delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che l’elemento strutturale arcuato (10) ha una sezione trasversale a forma di “Z†con un’anima (11) giacente in un piano radiale, una flangia radialmente esterna (12) ed una flangia radialmente interna (13) che si estendono secondo due rispettive superfici cilindriche coassiali.