Analisi di componenti in CFRP soggetti ad aging e invecchiamento igroscopico

La prima implementazione di materiale composito risale al 1937 quando l’azienda statunitense Douglas Aircraft Company realizzò componenti di aerei in fibre vetrose grazie al processo di prototipazione. È invece documentata durante la Seconda Guerra Mondiale l’introduzione di strutture a sandwich. Le fibre di vetro combinate alla resina epossidica non permisero maggiori resistenze termiche e spianarono la strada all’uso dei materiali pre-preg, in cui le fibre sono state precedentemente impregnate di resina, oltre allo spray-up, dove l’impregnazione avviene a spruzzo. Nell’ambito civile la percentuale di materiale composito si aggira attorno al 50% nei velivoli come Boeing 787 ed Airbus 350, mentre nell’ambito militare spazia da percentuali che si aggirano attorno al 3% del peso della struttura in grafite e resina epossidica come nell’ F-16, fino al 26% nel caso dell’AV-8B. I costi di realizzazione sono certamente più elevati ma si è disposti ad investire somme ingenti per ottenere prestazioni migliori. Se da un lato la tipologia di materiale in composito è caratterizzata da elevati valori di resistenza e leggerezza in grado di conferire prestazioni più elevate rispetto a quelli tradizionali, dall’altro lo studio delle proprietà fisiche e meccaniche è ancora in corso. Il problema principale rimane connesso al processo di delaminazione che subisce il composito in seguito alle azioni distruttive da parte di agenti atmosferici o danni da impatto non sempre visibili e di intensità variabile. Compito del presente elaborato è analizzare la tendenza di cinque gruppi di campioni CFRP in configurazione cross-ply. I provini sono stati inizialmente impattati a bassa intensità con un’energia pari 3 J, successivamente sottoposti ad invecchiamento igroscopico a temperatura costante ed infine invecchiati tramite processo di aging, che ha coperto un arco temporale da 0 a 45 giorni.