ITTO20130915A1

ITTO20130915A1 - Procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, e componente aeronautico realizzato mediante tale procedimento.

Info

Publication number: ITTO20130915A1
Application number: IT000915A
Authority: IT
Inventors: Luca Bottero; Massimo Gregori
Original assignee: Alenia Aermacchi Spa
Priority date: 2013-11-12
Filing date: 2013-11-12
Publication date: 2015-05-13
Also published as: EP3068926A1; CN105960483A; WO2015071817A1; IL245570A0; KR20160119055A; US20160265133A1; RU2016119487A; CA2930216A1

Description

“Procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, e componente aeronautico realizzato mediante tale procedimento”

DESCRIZIONE

Settore tecnico

La presente invenzione si riferisce a un procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, e ad un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore realizzato mediante tale procedimento.

Sfondo tecnologico

Più specificamente, la presente invenzione si riferisce ad un procedimento e ad un componente aeronautico realizzato secondo il preambolo delle annesse rivendicazioni indipendenti.

In particolare, la presente invenzione si riferisce a un procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, comprendente le seguenti fasi operative:

- mettere a disposizione un componente aeronautico comprendente un substrato realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica; e

- applicare a detto substrato un rivestimento protettivo di materiale metallico.

Inoltre, la presente invenzione si riferisce altresì particolarmente a un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, comprendente:

- un substrato realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica, e

- un rivestimento protettivo di materiale metallico applicato a detto substrato.

Nei componenti aeronautici di tipo sopra citato, il rivestimento protettivo svolge tipicamente la funzione di preservare il materiale composito che tende naturalmente a degradarsi quando essi sono esposti durante l’utilizzo sul velivolo in condizione di volo. Esempi di tali componenti sono bordi di attacco, musetti, lip e supporti portacarichi, quali piloni per velivoli militari.

Secondo la tecnica anteriore, il rivestimento protettivo utilizzato può consistere in:

- pellicole adesive di tipo polimerico, che vengono incollate sul substrato del componente aeronautico, oppure - vernici protettive, che sono sovrapposte a tale substrato mediante verniciatura, oppure

- strati sottili (o “film”) metallici incollati.

Tuttavia tali accorgimenti soffrono di alcuni inconvenienti.

Un inconveniente è dato dal fatto che l’applicazione di pellicole adesive, di vernici o di strati sottili metallici sul substrato presenta una ridotta durevolezza durante l’utilizzo del componente installato sul veicolo. Il che si traduce in una tendenza all’asportazione delle vernici e di primer delle regioni esposte del componente. Nel caso delle recenti strutture moderne ad elevata efficienza, che sono realizzate di materiale composito, questa situazione implicherebbe conseguenze dannose sul substrato stesso. In effetti il materiale composito potrebbe degradarsi, subendo delaminazioni con una erosione per abrasione e successivo strappo degli strati più superficiali. In particolare, nel caso dell’uso di strati sottili metallici esiste una difficoltà nel loro incollaggio a causa di imperfezioni fra l’accoppiamento tra le superfici di adesione; inoltre le problematiche dovute a tale incollaggio si traducono in costi elevati.

Sintesi dell’invenzione

Uno scopo della presente invenzione è quello di realizzare un procedimento ed un componente aeronautico in grado di risolvere questo ed altri inconvenienti della tecnica nota, e che nel contempo possa essere prodotto in modo semplice ed economico.

Secondo la presente invenzione, questo ed altri scopi vengono raggiunti mediante un procedimento ed un componente aeronautico del tipo sopra specificato e definiti dalla parte caratterizzante delle annesse rivendicazioni indipendenti.

E’ da intendersi che le annesse rivendicazioni costituiscono parte integrante degli insegnamenti tecnici qui forniti nella descrizione dettagliata che segue in merito alla presente invenzione. In particolare, nelle annesse rivendicazioni dipendenti sono definite alcune forme di realizzazione preferite della presente invenzione che includono caratteristiche tecniche opzionali.

Breve descrizione dei disegni

Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione appariranno chiari dalla descrizione dettagliata che segue, data a puro titolo esemplificativo e non limitativo, con riferimento in particolare al disegno allegato in cui la figura unica è una rappresentazione schematica di un componente aeronautico realizzato secondo una forma di realizzazione esemplificativa della presente invenzione.

Descrizione dettagliata dell’invenzione

Con riferimento alla figura unica, è ivi indicato nel suo complesso con 10 un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, realizzato in accordo con una forma di realizzazione esemplificativa della presente invenzione.

Da una parte, il componente 10 comprende un substrato 12 realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica. Inoltre il componente 10 comprende un rivestimento protettivo 14 di materiale metallico applicato al substrato 12. Il rivestimento protettivo 14 è applicato alla matrice polimerica del substrato 12 mediante un processo di deposizione elettrolitica, anche denominato “galvanostegia” o “deposizione galvanica”.

Dall’altra parte, il procedimento di fabbricazione comprende le seguenti fasi operative:

- mettere a disposizione un componente aeronautico 10 comprendente un substrato 12 realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica; e

- applicare al substrato 12 un rivestimento protettivo 14 di materiale metallico, in cui tale rivestimento 14 è applicato alla matrice polimerica mediante un processo di deposizione elettrolitica.

Grazie alle suddette caratteristiche, la soluzione sviluppata è tale da garantire un saldo aggrappaggio del materiale metallico del rivestimento protettivo, senza compromettere le proprietà del substrato, particolarmente per quanto attiene alla sua matrice polimerica.

Nella forma di realizzazione illustrata, il materiale composito del substrato comprende come rinforzo di materiale in fibra, ad esempio fibra di carbonio. Preferibilmente il composito è realizzato, con i suddetti rinforzi di materiale in fibra, mediante stampaggio ad iniezione.

Il materiale polimerico che contribuisce a formare il substrato 12 può essere di tipo termoplastico o termoindurente, in particolare il cui spessore è variabile da qualche centesimo di millimetro a qualche millimetro.

Un ulteriore vantaggio è dato dal fatto che la deposizione elettrolitica consente un controllo efficace per quanto attiene allo spessore complessivo del rivestimento applicato sul substrato, facendo in modo da limitare il peso complessivo del componente aeronautico secondo le specifiche richieste.

Il componente aeronautico 10 può essere un qualsiasi elemento destinato ad essere montato su un velivolo, in particolare qualsiasi componente destinato ad essere esposto durante l’utilizzo del velivolo. Ad esempio il componente 10 può essere un bordo di attacco (denominato tipicamente in lingua inglese come “leading edge”), un muso (definito in lingua inglese come “nose”), un cosiddetto “lip” (cioè il bordo di attacco di una gondola motore), ed altri componenti della gondola motore.

In modo particolarmente preferito, il suddetto componente aeronautico 10 può essere almeno una porzione (ad esempio, il bordo di attacco) di un ala di un velivolo oppure di un pilone, per i motivi che saranno qui di seguito più dettagliatamente descritti.

In modo altresì preferito, il suddetto componente aeronautico 10 può essere almeno una porzione (ad esempio, la superficie esterna della parte ventrale) della fusoliera.

Preferibilmente il processo di deposizione elettrolitica è realizzato ad una temperatura inferiore alla temperatura di ebollizione della soluzione elettrolitica utilizzata, in particolare inferiore a circa 100°C. In questo modo è possibile consentire il legame fra la matrice polimerica del substrato 12 con il rivestimento protettivo 14, senza raggiungere temperature che potrebbero pregiudicare le proprietà della suddetta matrice polimerica.

Preferibilmente il materiale metallico applicato sul substrato 12 è resistente all’abrasione. In questo modo viene – da una parte - contrastata l’abrasione dovuta all’impatto con particelle solide (pulviscolo) presenti naturalmente nell’atmosfera, il che è tanto più critico quanto più il volo avviene in prossimità del suolo o in zone polverose o sabbiose, anche in presenza di strisciamento od attrito. Dall’altra parte, si contrasta anche l’effetto dovuto alla cosiddetta abrasione da “plume” di tipo termo-abrasivo che avviene quando il componente aeronautico 10 viene investito da una fiammata o getto proveniente dal motore di un missile o razzo al momento della sua accensione, fino al suo allontanamento. Il suddetto fenomeno è anche denominato in lingua inglese come “rocket plume”. Pertanto, il componente aeronautico può essere vantaggiosamente almeno una porzione, e particolarmente il bordo di attacco, di una ala di un velivolo oppure di un pilone di un velivolo, in quanto esse sono tipicamente fra le regioni più soggette al problema della abrasione da “plume”.

Nella forma di realizzazione illustrata, il materiale metallico utilizzato per realizzare il rivestimento protettivo 14 comprende nichel o sue leghe.

Naturalmente, fermo restando il principio dell’invenzione, le forme di attuazione ed i particolari di realizzazione potranno essere ampiamente variati rispetto a quanto descritto ed illustrato a puro titolo di esempio non limitativo, senza per questo uscire dall’ambito dell’invenzione come definito nelle annesse rivendicazioni. Come è chiaro ad un tecnico del settore dalla lettura della descrizione che precede, l’uso di un processo di deposizione elettrolitica del rivestimento protettivo sul substrato è vantaggiosa rispetto all’eventuale scelta di un trattamento ad elevate temperature (ad esempio, intese come superiori alla temperatura di ebollizione di una soluzione elettrolitica, vale a dire pari a circa 100°C). Infatti, nel caso di una eventuale flammizzazione (anche definita come metallizzazione a spruzzo termico), la temperatura che assumerebbe il materiale apportato come rivestimento protettivo sarebbe prossima a quella di fusione del suddetto materiale. Il che comporterebbe un degrado significativo delle proprietà del substrato di materiale composito. Inoltre nel caso della flammizzazione, lo spessore minimo ottenibile del rivestimento protettivo sarebbe necessariamente maggiore di quello ottenibile con l’applicazione di una deposizione elettrolitica.

Claims

RIVENDICAZIONI 1. Procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico (10) dotato di una protezione da abrasione e calore, comprendente le seguenti fasi operative: - mettere a disposizione un componente aeronautico (10) comprendente un substrato (12) realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica; e - applicare a detto substrato (12) un rivestimento protettivo (14) di materiale metallico; detto procedimento essendo caratterizzato dal fatto che detto rivestimento protettivo (14) è applicato a detta matrice polimerica mediante un processo di deposizione elettrolitica.
2. Procedimento secondo la rivendicazione 1, in cui detto materiale metallico è resistente all’abrasione, particolarmente resistente all’abrasione termo-abrasiva dovuta ad effetto “plume”.
3. Procedimento secondo la rivendicazione 1 o 2, in cui detto processo di deposizione elettrolitica è realizzato ad una temperatura inferiore alla temperatura di ebollizione della soluzione elettrolitica, in particolare inferiore a circa 100°C.
4. Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui detto materiale metallico è nichel o sue leghe.
5. Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui detto materiale composito del substrato comprende un rinforzo di materiale in fibra, particolarmente fibra di carbonio.
6. Componente aeronautico (10) dotato di una protezione da abrasione e calore, comprendente: - un substrato (12) realizzato di materiale composito e comprendente una matrice polimerica, e - un rivestimento protettivo (14) di materiale metallico applicato a detto substrato (12); caratterizzato dal fatto che detto rivestimento protettivo (14) è applicato a detta matrice polimerica mediante un processo di deposizione elettrolitica.
7. Componente secondo la rivendicazione 6, in cui detto materiale metallico è resistente all’abrasione, particolarmente resistente all’abrasione termo-abrasiva dovuta ad effetto “plume”.
8. Componente secondo la rivendicazione 6 o 7, in cui detto processo di deposizione elettrolitica è realizzato ad una temperatura inferiore alla temperatura di ebollizione della soluzione elettrolitica, in particolare inferiore a circa 100°C.
9. Componente secondo una qualsiasi delle rivendicazioni da 6 a 8, in cui detto materiale metallico è nichel o sue leghe.
10. Componente secondo una qualsiasi delle rivendicazioni da 6 a 9, in cui detto materiale composito del substrato comprende un rinforzo di materiale in fibra, particolarmente fibra di carbonio.