IT201800005710A1

IT201800005710A1 - Procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in materiale composito con matrice termoplastica.

Info

Publication number: IT201800005710A1
Application number: IT102018000005710A
Authority: IT
Priority date: 2018-05-25
Filing date: 2018-05-25
Publication date: 2019-11-25

Description

DESCRIZIONE dell’invenzione dal titolo:

"Procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in materiale composito con matrice termoplastica"

DESCRIZIONE

Settore tecnico

La presente invenzione riguarda in generale un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in materiale composito con matrice termoplastica per uso aeronautico e non. In particolare, l’invenzione riguarda un procedimento per la fabbricazione di un componente utilizzabile come rinforzo strutturale per fusoliera, superfici alari o altre grandi strutture come pavimenti e cornici di porte.

Tecnica nota

Il procedimento di fabbricazione di un componente strutturale in materiale composito per uso aeronautico prevede di norma un processo dedicato per ciascun componente. In particolare, in campo aeronautico la riduzione del peso dei componenti è un obiettivo prioritario. Per questo, lo spessore e la forma di ogni componente viene modificato in base alle sollecitazioni che la parte deve sopportare, con la conseguenza di produrre, di fatto, parti tutte diverse, nonostante una geometria di base comune. Ad esempio, le ordinate di fusoliera mantengono sostanzialmente inalterata la geometria di base, ma cambiano nello spessore e nelle dimensioni quando ci si sposta lungo le sezioni della fusoliera. Di conseguenza, il processo di produzione non è standardizzabile, e ogni parte necessita di una specifica progettazione, fabbricazione, e anche di una catena di attrezzi dedicata e numerosa. Oltretutto, il procedimento di fabbricazione dedicato per ogni parte risulta scarsamente automatizzabile. Infine, i materiali compositi a matrice termoindurente tipicamente utilizzati in tali procedimenti di fabbricazione sono difficilmente riciclabili.

Sintesi dell’invenzione

Scopo della presente invenzione è realizzare un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in composito a matrice termoplastica per uso aeronautico e non che superi gli inconvenienti della tecnica nota.

Un ulteriore scopo della presente invenzione è di rendere un tale procedimento più standardizzabile, automatizzabile e in generale più efficiente.

Un ulteriore scopo della presente invenzione è di realizzare un procedimento più ecologico, che permetta una sensibile riduzione dei rifiuti industriali e delle emissioni nocive.

I suddetti e altri scopi e vantaggi sono pienamente raggiunti secondo la presente invenzione grazie a un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in composito a matrice termoplastica per uso aeronautico e non definite nell'annessa rivendicazione indipendente 1. Forme di attuazione vantaggiose dell’invenzione sono specificate nelle rivendicazioni dipendenti, il cui contenuto è da intendersi come parte integrale della descrizione che segue.

In sintesi, l’invenzione si fonda sull'idea di realizzare un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale modulare in composito a matrice termoplastica per uso aeronautico e non, comprendente le fasi di:

a) predisporre un elemento primario in materiale composito a matrice termoplastica, avente una determinata sezione trasversale ed almeno una superficie di contatto;

b) predisporre almeno un elemento di rinforzo in materiale composito a matrice termoplastica ed avente una determinata sezione compatibile con quella dell’elemento primario ed una superficie di contatto almeno parzialmente congruente o coniugata con la superficie di contatto dell’elemento primario, in maniera tale che la superfice di contatto dell’almeno un elemento di rinforzo sia disposta almeno parzialmente adiacente alla superficie di contatto dell’elemento primario tale da costituirne un rinforzo strutturale;

c) saldare l’almeno un elemento di rinforzo all’elemento primario tramite saldatura almeno parziale della superficie di contatto dell’elemento primario con la superficie di contatto dell’almeno un elemento di rinforzo, con ottenimento di un singolo componente strutturale avente una sezione trasversale risultante dall’unione della sezione trasversale dell’elemento primario e della sezione trasversale dell’almeno un elemento di rinforzo.

Alternativamente, il procedimento può prevedere di utilizzare una pluralità di elementi di rinforzo aggiuntivi, e di saldarli tra loro e/o direttamente all’elemento primario, in momenti susseguenti o contemporanei.

Preferibilmente, la fase di saldatura è effettuata tramite un processo di saldatura ad induzione, secondo modalità di per sé note o con qualsiasi altro processo di saldatura in grado di garantire le adeguate proprietà strutturali.

Grazie ad un tale procedimento non è più necessario realizzare ogni parte singolarmente, ma si possono realizzare famiglie di parti standard, che vengono poi saldate tra loro per realizzare componenti complessi, con vantaggi di economie di scala e di efficienza.

Inoltre, il procedimento secondo la presente invenzione permette di fabbricare componenti strutturali in materiali compositi riciclabili, e contribuisce alla riduzione dei rifiuti industriali tramite la riduzione degli scarti.

Breve descrizione dei disegni

Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione risulteranno più chiaramente dalla descrizione dettagliata che segue, data a puro titolo di esempio non limitativo con riferimento ai disegni allegati, in cui:

la figura 1 è una sezione trasversale esemplificativa del componente strutturale ottenibile tramite un procedimento secondo l’invenzione,

la figura 2 rappresenta schematicamente una serie non esaustiva di possibili elementi di rinforzo utilizzabili in un procedimento secondo l’invenzione,

la figura 3 è una rappresentazione schematica del procedimento secondo una forma di attuazione della presente invenzione,

la figura 4 è una rappresentazione schematica del procedimento secondo una ulteriore forma di attuazione della presente invenzione, e

la figura 5 è una rappresentazione schematica del procedimento secondo una ulteriore forma di attuazione della presente invenzione.

Descrizione dettagliata

Con riferimento alle figure, un componente strutturale 10 per uso aeronautico indica in generale un qualsiasi componente con funzione strutturale con estensione predeterminata lungo una direzione, quale ad esempio un’ordinata di fusoliera, o una parte di un’ordinata di fusoliera, in particolare una parte di estensione circonferenziale pari sostanzialmente ad un arco di 90 gradi, o un longherone di fusoliera o di ala o di superfice mobile o pavimento.

Il componente strutturale 10 è realizzato in materiale composito, avente matrice e rinforzo. La matrice del materiale composito è di tipo termoplastico, ed è ad esempio scelta in una lista comprendente ABS, PMMA, PC, PEI, HDPE, PP, PA6, PET, PPS, PEEK, PAEK, PEKK, PEK, ecc.

Il rinforzo è preferibilmente in fibra, preferibilmente in fibra di carbonio, ed è ad esempio scelto in una lista comprendente fibra di vetro, di kevlar, di carbonio.

Il componente strutturale 10 ha una sezione trasversale S e si sviluppa con un’estensione predominante lungo una direzione prevalente. Ad esempio, il componente strutturale allungato 10 si può estendere lungo una direzione circonferenziale, in maniera completa a formare un anello, o in maniera parziale a formare un arco di circonferenza, ad esempio un arco di circonferenza di 90 o 120 gradi circa. Alternativamente, il componente strutturale 10 si può estendere lungo una direzione longitudinale, a guisa di profilato.

Il componente strutturale 10 è ottenuto tramite il procedimento secondo l’invenzione (che verrà descritto in seguito) sostanzialmente tramite saldatura di almeno un elemento di rinforzo 12 ad un elemento primario 14.

Tanto l’elemento primario 14 quanto l’elemento di rinforzo 12 sono realizzati in un materiale composito, avente una matrice termoplastica fibrorinforzata.

L’elemento primario 14 ha una sezione trasversale S1 e un’estensione predominante lungo una direzione predeterminata. Preferibilmente, l’elemento primario 14 si estende lungo una direzione circonferenziale, in maniera completa a formare un anello, o in maniera parziale a formare un arco di circonferenza, ad esempio un arco di circonferenza di 90 o 120 gradi circa. Alternativamente, l’elemento primario 14 si estende lungo una direzione longitudinale, a guisa di profilato.

L’elemento di rinforzo 12 ha una sezione trasversale S2 e un’estensione predominante lungo una direzione predeterminata. Preferibilmente, l’elemento di rinforzo 12 si estende lungo una direzione circonferenziale, in maniera completa a formare un anello, o in maniera parziale a formare un arco di circonferenza, ad esempio un arco di circonferenza di 90 o 120 gradi circa. Alternativamente, l’elemento di rinforzo 12 si estende lungo una direzione longitudinale, a guisa di profilato.

L’elemento di rinforzo 12 presenta una superficie A2 almeno parzialmente congruente con una rispettiva superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14, la superficie A2 dell’elemento di rinforzo 12 essendo atta ad essere accoppiata con la superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14.

Nel caso si utilizzi un numero di elementi di rinforzo 12 maggiore di uno per lo stesso procedimento, gli elementi di rinforzo ulteriori o aggiuntivi 12 possono essere tutti geometricamente uguali, o possono ciascuno avere una propria sezione trasversale S2, S3 o S4 variabile sia nelle dimensioni che nella forma. In ogni caso, la superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 può essere continua o discontinua, ed essere costituita di più parti di superficie anche non adiacenti, ma è comunque almeno parzialmente congruente con ciascuna superficie A2, A3, o A4 di ciascun elemento di rinforzo 12.

Un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale 10 per uso aeronautico e non secondo l’invenzione comprende le fasi di:

a) predisporre l’elemento primario 14;

b) predisporre l’almeno un elemento di rinforzo 12; c) saldare l’almeno un elemento di rinforzo 12 all’elemento primario 14 tramite saldatura della superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 con la superficie di contatto A2 dell’elemento di rinforzo 12, per l’ottenimento di un singolo componente strutturale 10.

Come risulta chiaro dalla precedente descrizione delle parti, il componente strutturale 10 risultante dal procedimento secondo l’invenzione ha una sezione trasversale S che risulta determinata dall’unione della sezione trasversale S1 dell’elemento primario 14 e della sezione trasversale S2 dell’elemento di rinforzo 12.

Il procedimento secondo l’invenzione può anche prevedere l’utilizzo di un numero maggiore di elementi di rinforzo 12. In tal caso, gli elementi di rinforzo 12 possono essere predisposti e saldati all’elemento primario 14 tanto contemporaneamente quanto in momenti diversi.

In particolare, si può implementare un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale 10 in cui si utilizzano un ulteriore elemento di rinforzo 12b. L’ulteriore elemento di rinforzo 12b è un componente allungato, in materiale composito a matrice termoplastica, ed avente una sezione trasversale S3, e presentante una superficie di contatto A3 almeno parzialmente congruente alla superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 e/o alla superficie di contatto A2 dell’elemento di rinforzo 12.

Un procedimento secondo questa ulteriore forma di attuazione dell’invenzione comprende anche le fasi di:

b1) predisporre l’almeno un ulteriore elemento di rinforzo 12b;

c1) saldare l’ulteriore elemento di rinforzo 12b all’elemento primario 14 e/o all’elemento di rinforzo 12 tramite saldatura della superficie di contatto A3 dell’ulteriore elemento di rinforzo 12b con la superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 o con la superficie di contatto A2 dell’elemento di rinforzo 12.

Alternativamente, si può realizzare un procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale 10 in cui si utilizzano una pluralità di elementi di rinforzo aggiuntivi 12c. Ciascuno degli elementi di rinforzo aggiuntivi 12c è un componente allungato, in materiale composito a matrice termoplastica, ed avente una sezione trasversale S4, e presentante una superficie di contatto A4 almeno parzialmente congruente alla superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 e/o alla superficie di contatto A2 dell’elemento di rinforzo 12 e/o alla superficie di contatto A3 dell’ulteriore elemento di rinforzo 12b.

b2) predisporre la pluralità di elementi di rinforzo aggiuntivi 12c;

c2) saldare tutti gli elementi di rinforzo aggiuntivi 12c all’elemento primario 14 e/o all’elemento di rinforzo 12 e/o all’ulteriore elemento di rinforzo 12b mediante saldatura delle superfici di contatto A4 degli elementi di rinforzo aggiuntivi 12c o alla superficie di contatto A1 dell’elemento primario 14 o alla superficie di contatto A2 dell’elemento di rinforzo 12 o alla superficie di contatto A3 dell’ulteriore elemento di rinforzo 12b.

Chiaramente, le superfici di contatto A2, A3 e A4 rispettivamente dell’almeno un elemento di rinforzo 12, dell’ulteriore elemento di rinforzo 12b e di ciascuno degli elementi di rinforzo aggiuntivi 12c, non sono necessariamente uguali, né lo sono necessariamente ciascuna delle superfici di contatto A4.

Il tecnico del settore riconoscerà che quando sono presenti più di un elemento di rinforzo 12, è possibile prima predisporli tutti e poi saldarli tutti, ma è anche altresì possibile alternare le fasi di predisposizione e di saldatura di ciascuno o di una parte degli elementi di rinforzo 12.

È possibile effettuare la saldatura secondo la fase c) della rivendicazione indipendente 1 secondo la presente invenzione in ogni modalità nota adatta all’utilizzo su materiali compositi a matrice termoplastica, ed in particolare è possibile effettuare una saldatura ad induzione, o una saldatura a resistenza, ad ultrasuoni, al plasma, ecc.

Come risulta evidente dalla descrizione sopra fornita, grazie ad un procedimento di fabbricazione secondo l’invenzione è possibile ottenere diversi vantaggi.

In primis, è possibile evitare di dover progettare singolarmente ciascun componente. Grazie alla possibilità di unire parti più semplici per realizzare componenti complessi, anche la progettazione può rivolgersi a famiglie di componenti, e non a singole parti.

Anche gli attrezzi e i robot da utilizzare durante il processo di fabbricazione possono essere standardizzati per famiglie, e non è più necessario tarare ogni operazione in funzione della parte da trattare.

In particolare, il procedimento secondo la tecnica nota è scarsamente automatizzabile, mentre l’utilizzo di robot industriali nel procedimento secondo l’invenzione risulta prontamente agevole.

Infine, grazie all’utilizzo di materiali compositi a matrice termoplastica, è possibile ridurre le emissioni nocive e realizzare componenti riciclabili. Oltretutto, la generale migliorata standardizzazione del processo di fabbricazione contribuisce alla riduzione degli sprechi, e dunque dell’impatto ambientale.

Fermo restando il principio dell’invenzione, le forme di attuazione e i particolari di attuazione potranno essere ampiamente variati rispetto a quanto è stato descritto e illustrato a puro titolo di esempio non limitativo, senza per questo fuoriuscire dall'ambito dell’invenzione, come definito nelle annesse rivendicazioni.

Claims

RIVENDICAZIONI 1. Procedimento per la fabbricazione di un componente strutturale (10), in particolare per applicazioni aeronautiche, comprendente le fasi di: a) predisporre un elemento primario (14) in materiale composito avente una determinata sezione trasversale (S1) ed almeno una superficie di contatto (A1); b) predisporre almeno un elemento di rinforzo (12) in materiale composito avente una determinata sezione trasversale (S2) compatibile con la sezione trasversale (S1) dell’elemento primario (14) ed una superficie di contatto (A2) almeno parzialmente congruente con la superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14), in maniera tale che la superfice di contatto (A2) dell’almeno un elemento di rinforzo (12) sia almeno in parte adiacente alla superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14); c) saldare l’almeno un elemento di rinforzo (12) all’elemento primario (14) tramite saldatura almeno parziale della superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14) con la superficie di contatto (A2) dell’almeno un elemento di rinforzo (12), con ottenimento di un singolo componente strutturale (10) avente una sezione trasversale (S) risultante dall’unione della sezione trasversale (S1) dell’elemento primario (14) e della sezione trasversale (S2) dell’almeno un elemento di rinforzo (12).
2. Procedimento secondo la rivendicazione 1, comprendente le fasi di: b1) predisporre almeno un ulteriore elemento di rinforzo (12b) in materiale composito avente una data sezione trasversale (S3), e presentante una superficie di contatto (A3) almeno parzialmente congruente alla superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14) e/o alla superficie di contatto (A2) dell’elemento di rinforzo (12); c1) saldare l’ulteriore elemento di rinforzo (12b) all’elemento primario (14) e/o all’elemento di rinforzo (12) tramite saldatura della superficie di contatto (A3) dell’ulteriore elemento di rinforzo (12b) con la superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14) o con la superficie di contatto (A2) dell’elemento di rinforzo (12).
3. Procedimento secondo la rivendicazione 2, seguito dalle fasi di: b2) predisporre una pluralità di elementi di rinforzo aggiuntivi (12c) in materiale composito, ciascuno avente una sezione trasversale (S4), e presentante una superficie di contatto (A4) almeno parzialmente congruente alla superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14) e/o alla superficie di contatto (A2) dell’elemento di rinforzo (12) e/o alla superficie di contatto (A3) dell’ulteriore elemento di rinforzo (12b); c2) saldare tutti gli elementi di rinforzo aggiuntivi (12c) all’elemento primario (14) e/o all’elemento di rinforzo (12) e/o all’ulteriore elemento di rinforzo (12b) mediante saldatura delle superfici di contatto (A4) degli elementi di rinforzo aggiuntivi (12c) o alla superficie di contatto (A1) dell’elemento primario (14) o alla superficie di contatto (A2) dell’elemento di rinforzo (12) o alla superficie di contatto (A3) dell’ulteriore elemento di rinforzo (12b).
4. Procedimento secondo una qualsiasi delle precedenti rivendicazioni, in cui dette operazioni di saldatura sono scelte nell’elenco comprendente: saldatura ad induzione, a resistenza, ad ultrasuoni, al plasma.
5. Procedimento secondo una qualsiasi delle precedenti rivendicazioni, in cui la matrice termoplastica del materiale composito degli elementi primario e/o di rinforzo è scelto dall’elenco comprendente: ABS, PMMA, PC, PEI, HDPE, PP, PA6, PET, PPS, PEEK, PAEK, PEKK, PEK.
6. Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui il componente strutturale (10) è una parte strutturale di fusoliera, di superfice alari o di altre grandi strutture come pavimenti e cornici porte e detti elementi primario (14) e di rinforzo (12) sono elementi arcuati, allungati circonferenzialmente o lineari a guisa di trave o profilato.
7. Procedimento secondo la rivendicazione 6, in cui il componente strutturale (10) ha una estensione circonferenziale sostanzialmente corrispondente ad un arco di circonferenza di 90 gradi o lineare a guisa di trave o profilato.
8. Componente strutturale (10) di un velivolo ottenuto tramite il procedimento secondo una qualsiasi delle precedenti rivendicazioni.
9. Velivolo comprendente almeno un componente strutturale (10) secondo la rivendicazione 8.