TECNOLOGIE E MATERIALI AEROSPAZIALI – Ver. 01
CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI
CAPITOLO
9
9 LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E
LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI
SPECIALI
Le superleghe a base di nichel, ferro-nichel, cobalto
trovano applicazione per temperature tipicamente
superiori a 500 °C e fino a circa 1200 °C. Per temperature
superiori sono impiegati metalli refrattari e le
corrispondenti leghe; questi sono costituiti da metalli ad
alto punto di fusione, in genere superiore a 2000 °C e fino
ad oltre 3000 °C. Le superleghe e la maggior parte dei
metalli refrattari, tuttavia, presentano densità anche molto
elevate che ne limitano un più esteso impiego.
Sinossi
P
er condizioni di temperatura molto elevata e/o
ambiente aggressivo, le leghe metalliche discusse
nei capitoli precedenti trovano forti limitazioni.
Trasformazioni
di
fase,
sovrainvecchiamento,
corrosione ed ossidazione sono solo alcuni dei
fenomeni che possono rendere inutilizzabile un
metallo in condizioni ostili. La necessità di metalli
capaci di mantenere caratteristiche strutturali e
integrità chimica anche a caldo ha portato allo
sviluppo di nuove leghe metalliche e di nuove
tecnologie di lavorazione in grado di controllarne la
struttura per poterne sfruttare al massimo le
combinazioni di resistenza meccanica statica, a creep e
a fatica anche a temperature molto elevate.
Componenti di turbine a gas e propulsori jet quali
palettature ed elementi interni alla camera di
combustione sono state tra le prime applicazioni delle
superleghe e delle leghe refrattarie, ora diffusamente
impiegate nella lavorazione a caldo dei metalli (forni,
filiere, etc.), nei processi di estrazione e raffinazione
del petrolio, nei sistemi di generazione di energia,
negli impianti nucleari, nei propulsori aeronautici e
spaziali, nelle protezioni termiche.
Tra i metalli che trovano applicazione in campo
aerospaziale, grazie alla loro particolare combinazione di
caratteristiche specifiche, vanno segnalati il berillio con le
sue leghe e gli intermetallici. Lo sviluppo di questi ultimi,
basati su metalli relativamente leggeri (Al, Ti), ha reso
disponibili materiali con combinazioni di densità,
prestazioni meccaniche (anche a caldo), resistenza ad
ossidazione competitive con quelle delle comuni
superleghe per molte applicazioni anche aerospaziali.
Processi speciali di raffreddamento ultrarapido
consentono di ottenere particolari leghe metalliche
amorfe, cioè non dotate di una struttura cristallina.
Sebbene limitate relativamente alle temperature di
possibile utilizzo, queste leghe sono alla base di materiali
sviluppati in anni recenti, dotati di proprietà particolari e
per molti aspetti superiori a quelle dei corrispondenti
cristallini.
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autorizzazione. Copyright Dipartimento Ingegneria Aerospaziale - Legge Italiana sul Copyright 22.04.1941 n. 633.
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CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI
In questo Capitolo vengono presentati i principali
materiali metallici utilizzati alle alte temperature e le
tecnologie impiegate per la loro lavorazione. Vengono
inoltre riportate le principali caratteristiche delle leghe
amorfe e dei materiali ottenuti dalla loro lavorazione.
9.1
sovrainvecchiamento fino a oltre 400 °C. I Monel
vengono impiegati in scambiatori di calore, componenti
idraulici (pompe, valvole), in applicazioni marine grazie
alla loro superiore resistenza a corrosione in acqua salata e
alla loro tossicità nei confronti dei microrganismi
incrostanti. La Figura 9.1 mostra l’andamento della
resistenza con la temperatura di alcune leghe di Ni.
Le leghe di nichel, le superleghe –
Caratteristiche generali
Tabella 9.2 – Proprietà generali del cobalto
L
e leghe di nichel e di cobalto vengono impiegate
per la protezione da corrosione e dalle alte
temperature, sfruttando il loro alto punto di fusione e
la loro resistenza meccanica. Il nichel ha struttura
cristallina CFC che conferisce buona tenacità e
deformabilità a freddo e a caldo. Il cobalto presenta
struttura cristallina EC a bassa temperatura che si
trasforma in CFC al di sopra di 417 °C. Le proprietà
generali del nichel e del cobalto sono riportate nelle
Tabella 9.1 e Tabella 9.2.
28
Peso atomico
58,69
Struttura cristallina
Cubico faccia centrato
Colore
Bianco
Densità (g/cm3)
8,88
Punto di fusione (°C)
1455
Punto di ebollizione (°C)
3380
Calore specifico (J/g °C)
0,46
Cond. termica (W/m°C)
60,7
Coeff. esp. termica (°C-1)
13,1 x 10-6
Calore fusione (J/g)
305,6
Calore vaporizzazione (J/g)
5862
Cond. elettrica (% risp. Cu)
26
Resist. spec. (ohm mm)
64
Potenziale elettrod. (V)
-0,25
Suscett. magnetica
ferromagnetico
Modulo di Young (GPa)
207
Resist. traz. (ricotto) (MPa)
45
Durezza (ricotto) (DPN)
75
27
Peso atomico
58,94
Struttura cristallina
Esagonale < 417 °C
CFC >417 °C
Colore
Bianco argenteo/blu
3
Tabella 9.1 – Proprietà generali del nichel
Numero atomico
Numero atomico
Densità (g/cm )
8,80
Punto di fusione (°C)
1493
Punto di ebollizione (°C)
3100
Calore specifico (J/g °C)
0,44
Cond. termica (W/m°C)
69,21
-1
Le leghe di nichel possiedono ottima resistenza a
corrosione. L’aggiunta di rame ne aumenta la
resistenza meccanica per soluzione solida con un
massimo intorno al 60% Ni (Cu e Ni presentano
miscibilità completa). Leghe Cu-Ni, i Monel, possono
essere indurite per aggiunta di Al e Ti; la
precipitazione di fasi coerenti Ni3Al e Ni3Ti
conferisce ulteriore aumento della resistenza a seguito
di invecchiamento. I precipitati resistono a
Coeff. esp. termica (°C )
12,5 x 10-6
Calore fusione (J/g)
259,6
Calore vaporizzazione (J/g)
3280
Cond. elettrica (% risp. Cu)
27,6
Resist. spec. (ohm mm)
62,4
Potenziale elettr. (V)
-0,28
Suscett. magnetica
ferromagnetico
Modulo di Young (GPa)
211
Resist. traz. (MPa)
240
Durezza (DPN)
230
Figura 9.1 – Resistenza di alcune leghe a base Ni in funzione
della temperatura
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Diverse leghe del Ni presentano caratteristiche
particolari. Leghe Ni-Fe con il 36% di Fe (Invar)
possiedono coefficiente di espansione termica quasi
nullo, con conseguente ottima stabilità dimensionale.
Leghe Ni-Ti con circa 50 % di Ti (Nitinol) presentano
effetto di memoria di forma sfruttato in diverse
applicazioni in campo biomedico, meccanico,
aerospaziale (Le leghe a memoria di forma vengono
discusse nel Capitolo 52).
Generalmente, le leghe a base nichel vengono impiegate
alle temperature più alte, seguite dalle leghe a base
cobalto e infine a base ferro-nichel. Le Figura 9.3 e Figura
9.4 mostrano le caratteristiche di resistenza a lungo
termine in funzione dei range operativi di diverse classi di
superleghe.
Le superleghe sono leghe a base Ni, a base Fe-Ni, a
base Co resistenti ad alte temperature e impiegate in
elementi strutturali altamente sollecitati, destinati ad
operare spesso oltre 600 °C. Diverse superleghe sono
idonee ad impieghi strutturali a temperature superiori a
80-85 % della loro temperatura di fusione. Sono
caratterizzate da combinazioni di resistenza
meccanica, a fatica e a creep, resistenza a corrosione e
capacità di sopportare alte temperature per periodi
continui non raggiunte da altri metalli. Le superleghe
sono i materiali primari impiegati nelle zone calde di
propulsori jet come palettature di rotori e statori,
camera di combustione, superfici a contatto con gas
combusti e rappresentano spesso oltre il 50 % del peso
del motore. Applicazioni tipiche in ambito motoristico
sono mostrate nella Figura 9.2. Si può notare come,
passando dalla sezioni più fredde, in aspirazione, verso
le sezioni più calde, in uscita, i materiali impiegati
passano dalle leghe di alluminio, al titanio, alle
superleghe di Ni.
Figura 9.3 – Comportamento a rottura a seguito di
sollecitazione continua a 650 °C e 1100 °C di diverse
superleghe a base Ni e a base Co.
Figura 9.2 – Materiali tipici impiegati nella costruzione
di un motore aeronautico
Le superleghe vengono utilizzate anche in altre
applicazioni industriali che richiedono resistenza
meccanica ad alta temperatura e resistenza a
corrosione.
Queste
applicazioni
comprendono
propulsori di razzi, turbine a gas e a vapore, motori
alternativi, collegamenti ad alta resistenza, attrezzature
e forni per la lavorazione dei metalli, impianti chimici
e petrolchimici, componenti biomedici.
Figura 9.4 – Resistenza a sollecitazione continua (100 h) di
diverse tipologie di superleghe in funzione della
temperatura.
9.2
Le superleghe a base nichel, ferronichel, cobalto
L
e superleghe vengono classificate in leghe da
deformazione plastica (principalmente a base Fe-Ni) e
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leghe da colata (principalmente a base Ni e Co).
Contengono alliganti in quantità rilevanti, che
conferiscono caratteristiche di resistenza meccanica
statica e a creep ad elevate temperature, oltre che di
resistenza a corrosione, superiori a quelli degli acciai.
L’aggiunta di elementi di lega come Cr, Co (nelle
leghe a base Ni e Fe-Ni), Mo, W, Ta, Al, Ti, Nb, Ni (in
leghe a base Co) consente di sfruttare sinergicamente
diversi meccanismi di indurimento per alligazione.
Inoltre, ulteriore incremento delle proprietà
meccaniche viene ottenuto mediante controllo dei
processi di produzione.
superleghe a base Fe-Ni e Co una struttura CFC
(austenitica) a temperatura ambiente. Anche queste
presentano quindi molti dei vantaggi di lavorazione delle
strutture CFC, quali la buona deformabilità e risposta a
incrudimento.
Le superleghe a base Ni e Fe-Ni sono rafforzate sfruttando
meccanismi di soluzione solida, precipitazione
(invecchiamento) e formazione di carburi ai bordi di
grano. La matrice di Ni, costituita da fase  austenitica,
contiene una grande percentuale di elementi solubilizzati
come cromo, cobalto, molibdeno, tungsteno, titanio,
alluminio. Titanio e alluminio conferiscono anche un
notevole incremento di resistenza a seguito della
formazione di precipitati coerenti. A temperature superiori
a 0,6 Tfusione, in cui sono attivi i fenomeni di scorrimento a
creep controllati dalla diffusione, la presenza di elementi
come molibdeno e tungsteno consente di rallentare la
velocità di diffusione riducendo la deformazione sotto
sollecitazione continua (creep) ad alta temperatura.
Elevata resistenza a creep ad alta temperatura risulta
anche dalla formazione di fasi disperse ai bordi di grano
costituiti prevalentemente da carburi di Cr, Ti, Ta, Nb, W.
La formazione di carburi avviene durante i trattamenti
termici o durante l’utilizzo ad alte temperature.
Le caratteristiche di resistenza ad alta temperatura e di
resistenza a sollecitazione continua (creep) dipendono
da fattori microstrutturali quali:
 quantità e forma dei precipitati coerenti
 dimensione e forma dei grani
 distribuzione dei carburi
Questi fattori, a loro volta, sono controllati tramite la
composizione e le tecnologie di lavorazione. In
generale le leghe da colata presentano grano grosso,
segregazione ai bordi di grano e di conseguenza
migliori caratteristiche di resistenza a creep ad alta
temperatura. Leghe da deformazione plastica hanno
grano più fine, maggiore resistenza statica e a fatica.
I carburi nelle superleghe assolvono a due funzioni
fondamentali. Primo, i carburi ai bordi di grano, se
opportunamente distribuiti per quantità e forma, ne
impediscono o ritardano lo scorrimento. Secondo, la
dispersione di carburi intragrano incrementa la durezza e
la resistenza; questo risulta particolarmente significativo
nelle leghe a base cobalto, che sono solo limitatamente
indurite per formazione di fasi coerenti.
Alcune superleghe vengono sottoposte ad indurimento
per precipitazione a seguito di invecchiamento
artificiale, in altre il rafforzamento è ottenuto
principalmente da soluzione solida. In campo
motoristico aeronautico, fusioni a grano grosso sono
preferite per applicazioni come palettature di turbine
progettate a limite di creep e di resistenza a
sollecitazione continua ad alta temperatura, mentre
forgiati a grano fine sono preferiti per i dischi di
supporto progettati a limite di resistenza e resistenza a
fatica.
Le leghe commerciali, quindi, hanno composizioni
piuttosto complesse che possono includere anche una
dozzina di alliganti. La Tabella 9.3 riporta i principali
elementi di lega impiegati nelle superleghe con le
corrispondenti funzioni.
Le Tabella 9.4 e Tabella 9.5 riportano la composizione e
la denominazione commerciale di diverse superleghe.
Sebbene il ferro abbia struttura CCC e il cobalto EC,
gli alliganti in grande quantità conferiscono anche alle
Tabella 9.3– Principali alliganti nelle superleghe
Alligante
% (in leghe Co)
Cromo
% (in leghe Ni e FeNi)
5-25
Cobalto
Nichel
0-20
-
0-22
Molibdeno,
Tungsteno
Alluminio, Titanio
Tantalio
0-12
0-15
0-10
0-10
0-5
0-9
Niobio
0-5
0-4
19-30
Funzione
Resistenza a corrosione e ossidazione,
soluzione solida, formazione carburi
Controllo quantità di precipitati
Stabilizzazione fase CFC, formazione
precipitati
Formazione carburi, soluzione solida
Formazione precipitati
Formazione carburi, soluzione solida,
resistenza chimica
Formazione carburi, soluzione solida,
formazione precipitati (in leghe Ni e FeNi)
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Tabella 9.4 – Composizione nominale di alcune superleghe da deformazione plastica
Tabella 9.5 – Composizione nominale di alcune superleghe da colata
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La presenza di cromo e alluminio in elevate quantità,
inoltre, consente di incrementare la resistenza ad
ossidazione a caldo, a seguito della formazione di
ossidi superficiali stabili Cr2O3 e Al2O3 (passivazione).
Nelle leghe a base Ni e Fe-Ni le principali fasi
precipitate che si formano a seguito di trattamenti di
tempra e invecchiamento sono strutture coerenti e
ordinate ’, principalmente Ni3(Al,Ti), in cui gli atomi
di Al e Ti si trovano in posizioni ordinate all’interno
della struttura cristallina conferendo superiore
resistenza al moto delle dislocazioni. I precipitati ’
presentano cella cristallina con dimensioni molto simili
a quelle della matrice (mismatch inferiore a 0,1%); di
conseguenza, i precipitati, che si formano in quantità
rilevanti, presentano alta stabilità alla temperatura e al
sovrainvecchiamento a temperature che possono
superare 0,7 Tfusione. La resistenza alle alte temperature
aumenta all’aumentare del contenuto di fasi precipitate
coerenti (fasi ’), che è funzione del contenuto di Al e
Ti (Figura 9.5). Esempi di tali materiali sono la lega da
deformazione plastica Waspaloy e le leghe da colata
Renè 80 e Inconel 713C.
Figura 9.5 – Resistenza a 870 °C di leghe a base Ni in
funzione del contenuto di Al e Ti
La maggior parte delle leghe a base Ni forgiate
contiene fasi precipitate tra il 20 e il 45 % in volume,
mentre leghe da colata possono raggiungere il 60%.
I trattamenti di solubilizzazione e invecchiamento
richiedono temperature molto superiori a quelle
impiegate per altre leghe invecchiabili (ad esempio di
Al o Ti); inoltre spesso sono richiesti cicli di
invecchiamento
ripetuti
per
ottimizzare
le
caratteristiche richieste nelle diverse applicazioni. La
solubilizzazione richiede tipicamente temperature
superiori a 950-1200 °C e viene seguita da tempra e
invecchiamento artificiale a 700-900 °C.
La Figura 9.6 mostra una micrografia di una superlega
Astroloy sottoposta ad invecchiamento artificiale in cui
sono visibili precipitati ’ (cuboidi) intragranulari di
diverse dimensioni e carburi precipitati ai bordi di
grano
Le leghe a base Fe-Ni sono il risultato dell’evoluzione
degli acciai inossidabili austenitici con contenuto di Ni
superiore al 25%. Contengono inoltre elevati tenori (>
15%) di cromo per ottenere resistenza a ossidazione ad
alta temperatura ed elementi in grado di dare
indurimento per soluzione solida (Mo) e precipitazione
(Ti, Al, Nb). In particolare nella importante lega
Inconel 718, la presenza di niobio favorisce la
formazione di precipitati coerenti diversi (”), anche se
con minore stabilità alla temperatura rispetto ad altre
superleghe. Ciò nonostante Inconel 718 resta una delle
più usate, in particolare per temperature fino a 600 °C.
Figura 9.6 – Micrografia ottica di una lega Astroloy
sottoposta a deformazione plastica e invecchiamento
artificiale. Sono visibili le fasi ’ (cuboidi) intragranulari
e le particelle di carburi ai bordi di grano.
Alcune superleghe a base Fe-Ni presentano un basso
coefficiente di espansione termica (ad es. Incoloy 903),
che le rende idonee per importanti applicazioni che
richiedono tolleranze strette tra componenti rotanti e
statici.
Il cobalto ha struttura esagonale compatta fino a 430 °C
che si trasforma in CFC a temperature superiori.
L’aggiunta di Ni, tuttavia, stabilizza la fase CFC anche
a temperatura ambiente. Le leghe di Co da fonderia
sono costituite da Co con 20-30% Cr, 5-10% W e C
fino a 1%. Le leghe da deformazione plastica
La Figura 9.7 mostra il motore GE CF6 (Boeing,
Airbus, MD, …) e la distribuzione dei diversi materiali
impiegati nella costruzione.
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contengono Ni (circa 20%), che conferisce alta
deformabilità e lavorabilità.
continua a caldo fino ad oltre 900 °C, ma sono seconde
rispetto alle leghe a base Ni per strutture altamente
sollecitate; trovano in genere applicazioni per
componenti statici limitatamente sollecitati a lungo
termine, ad esempio in corrispondenza della camera di
combustione. Inoltre presentano ottima resistenza a
corrosione ad alta temperatura, grazie anche all’elevato
tenore di Cr, e migliore saldabilità rispetto alle leghe a
base Ni.
Oltre ad applicazioni aeronautiche, le leghe di cobalto
trovano impieghi in ambito industriale grazie alle
caratteristiche di resistenza a corrosione e abrasione.
A seguito delle elevate caratteristiche di resistenza
meccanica anche ad alta temperatura e della necessità
di controllo accurato delle microstruttura, le superleghe
richiedono spesso l’impiego di tecniche di lavorazione
non convenzionali quali ad esempio tecniche di
metallurgia delle polveri, di solidificazione direzionale
e in monocristallo. Tecniche di metallurgia delle
polveri, in cui i costituenti della lega sono ridotti in
polveri fini e sottoposti a pressatura isostatica a caldo
(HIP) per ottenere componenti near net-shape oppure
consolidati per estrusione o laminazione a caldo
consentono di ottenere componenti dispersioni ultrafini
dotati di alta resistenza a creep.
Figura 9.8 – Energia specifica di lavorazione in funzione
della variazione di sezione durante forgiatura per
compressione a caldo
Figura 9.7 – Distribuzione dei diversi materiali nella
costruzione del motore aeronautico General Electric
CF6.
A differenza delle leghe di Ni e Fe-Ni, i meccanismi di
indurimento sono essenzialmente per soluzione solida e
formazione di carburi, mentre l’effetto di indurimento
per precipitazione è molto ridotto. Presentano buone
caratteristiche di stabilità e resistenza a sollecitazione
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Figura 9.9 – Lavorabilità per deformazione a caldo di diverse leghe e superleghe commerciali di Ni e Fe-Ni.
La Figura 9.8 mostra un confronto tra le energie
specifiche di deformazione di diversi materiali. Si nota
che, mentre la lega Fe-Ni A-286 presenta
caratteristiche simili ad un acciaio 4340, alcune
composizioni, come la Renè 41 che contiene una
quantità di precipitati consistentemente superiore a A-
286, risulta di difficile lavorazione. La Figura 9.9
riporta le finestre di lavorabilità per formatura a caldo
di diverse superleghe. Un accurato controllo delle
condizioni di deformazione (temperature, entità e
velocità di deformazione) e dei trattamenti termici
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eventualmente impiegati permette di ottimizzare la
risposta a fatica e creep.
struttura a grani colonnari con direzione di crescita
parallela all’asse della paletta di turbina, esenti da bordi
di grano trasversali, potenziali siti di innesco di
frattura. La solidificazione direzionale viene condotta
imponendo un gradiente di temperatura durante la
solidificazione, rimuovendo il calore da un estremo
dello stampo. La Figura 9.11 mostra uno stampo
raffreddato, estratto lentamente dal fondo della fornace,
così da generare un forte gradiente di temperatura nel
metallo in solidificazione.
Simili considerazioni possono essere applicate per le
lavorazioni a freddo: sebbene molte superleghe
possano essere formate con tecniche analoghe a quelle
impiegate per gli acciai, l’elevata velocità di
incrudimento e l’alta resistenza a snervamento rendono
i processi più difficili. La deformazione richiede un
maggiore dispendio di energia e rende spesso necessari
cicli termici intermedi. La Figura 9.10 mostra l’effetto
dell’incrudimento per diverse superleghe in funzione
della deformazione a freddo. Si osserva come la lega di
cobalto S-816 mostri la maggiore velocità di
incrudimento.
Figura 9.10 – Incrudimento per deformazione a freddo
di diverse leghe e superleghe.
Figura 9.11 – Solidificazione direzionale di superleghe.
Le superleghe da colata sono state impiegate per la
produzione di palettature di rotori e statori di motori
aeronautici mediante fusioni a cera persa o in stampo a
partire dagli anni ’60. L’introduzione di tecniche di
solidificazione direzionale e in monocristallo a partire
dagli anni ’80 ha contribuito, insieme agli sviluppi di
progettazione, all’incremento delle temperature
operative di questi materiali, migliorandone
l’efficienza strutturale, in particolare relativamente al
comportamento a creep e resistenza a lungo termine
delle palettature dei propulsori. Fusioni policristalline
vengono ancora impiegate in componenti complessi
statici e di grandi dimensioni (scatole del compressore,
del diffusore, del reattore, elementi strutturali del
motore).
Un ulteriore sviluppo nella tecnica di solidificazione
direzionale, la solidificazione in monocristallo, ha
portato a promuovere la crescita di un solo grano
colonnare nello stampo, generando così un manufatto
esente da bordi di grano. La tecnica più diffusa impiega
un condotto/selettore a spirale (pig-tail) che collega una
sezione di inizio solidificazione con l’estremità
inferiore dello stampo e consente la crescita di un solo
grano all’interno dello stesso stampo (Figura 9.12); un
unico grano si affaccia al fondo dello stampo ed ha la
possibilità di crescere fino a completa solidificazione.
Le tecniche di colata tradizionali portano ad una
struttura a grani equiassici, le cui dimensioni possono
essere accresciute mediante trattamenti termici per
ottenere migliori prestazioni a creep. Tecniche di
solidificazione direzionale consentono di ottenere
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Figura 9.12 –
monocristallo.
Solidificazione
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direzionale
di
Figura 9.14 – Comportamento a creep a 900 °C di
palette di turbina in superlega Mar-M200 prodotte
mediante diverse tecniche di solidificazione.
un
L’evoluzione delle tecniche di solidificazione ha
consentito pertanto un importante incremento nelle
prestazioni dei componenti aeronautici in superlega ed
in particolare dei componenti motoristici. La Figura
9.15 mostra ad esempio l’incremento nella temperatura
operativa conseguente allo sviluppo delle tecniche di
lavorazione delle superleghe.
La Figura 9.13 e la Figura 9.14 mostrano esempi di
strutture ottenute nei diversi casi e le differenze di
prestazioni risultanti.
Le superleghe presentano notevoli difficoltà di
lavorazione all’utensile, seconde solo alle leghe di
titanio. Le ragioni di queste difficoltà derivano dalle
seguenti caratteristiche.
 Elevata resistenza anche ad alta temperatura
 Rapido incrudimento durante la lavorazione
 Presenza di carburi duri, fortemente abrasivi
 Bassa conducibilità termica
Figura 9.13 – Palette di turbina prodotte mediante
diverse tecniche di solidificazione.
 Tendenza dei trucioli a saldarsi con gli utensili
Anche queste caratteristiche, tuttavia, variano
sensibilmente nelle diverse leghe e, in generale leghe a
base Fe-Ni presentano migliore lavorabilità all’utensile
rispetto a leghe a base Ni e Co.
Le superleghe possono essere sottoposte a saldatura
all’arco o brasatura con Ni+alliganti che permettono la
formazione di giunzioni di alta efficienza (Figura 9.16)
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CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI
Figura 9.15 – Evoluzione delle prestazioni a creep a caldo delle superleghe a partire dalla loro comparsa negli anni ‘40
conferiscono ottima resistenza ad ossidazione. Inoltre
hanno alta temperatura di fusione e, grazie alla
presenza di alluminio, densità relativamente bassa. La
Tabella 9.6 riporta alcune caratteristiche fisiche e
meccaniche degli intermetallici di Ni e Al. A seguito
della maggiore temperatura di fusione, NiAl ha
maggiori potenzialità per applicazioni ad alta
temperatura.
Come avviene per la maggior parte dei composti
intermetallici, questi materiali sono tendenzialmente
fragili; tuttavia questa caratteristica può essere
modificata controllandone la composizione e le
tecniche di lavorazione. La possibilità di impiego ad
alta temperatura e la minore densità rispetto al nichel
rendono queste leghe potenziali sostituti per le
superleghe di nichel, in particolare nel campo
motoristico aerospaziale.
Figura 9.16 – Resistenza di giunzioni in superlega
ottenute per brasatura in funzione della temperatura
operativa.
9.3
Gli intermetallici di Al, Ni, Ti
I
Ni3Al presenta un comportamento meccanico anomalo,
in quanto il carico di snervamento aumenta
all’aumentare della temperatura, fino a circa 600 °C.
L’aggiunta di alcuni alliganti può interferire con i
meccanismi di scorrimento incrementando in modo
sensibile la resistenza del materiale. La Figura 9.18
mostra l’andamento anomalo del carico di snervamento
con la temperatura e l’effetto dell’aggiunta di afnio
come alligante sul comportamento meccanico di Ni3Al.
l diagramma di fase Ni-Al (Figura 9.17) mostra la
presenza di due composti intermetallici stabili Ni3Al
e NiAl (indicate come fase  e fase  rispettivamente)
aventi struttura ordinata, in cui atomi di Ni e di Al
occupano specifiche posizioni nel reticolo cristallino;
tali strutture sono derivate da CFC nel primo caso e da
CCC nel secondo caso.
Questi materiali presentano diverse potenzialità per
impieghi ad alte temperature; infatti possono formare
ossidi superficiali compatti e resistenti che
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Figura 9.17 – Diagramma di fase Ni – Al.
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Tabella 9.6 – Caratteristiche fisiche e modulo elastico di NiAl e Ni 3Al
La fragilità a freddo degli alluminuri di nichel è il
risultato della formazione e propagazione di fratture
intergranulari. Mentre monocristalli di Ni3Al risultano
dotati di buona duttilità a temperatura ambiente
materiali policristallini (a grani) risultano fragili.
Tuttavia, anche in questo caso, la presenza di piccole
quantità di alliganti può incrementare sensibilmente la
deformabilità. La Tabella 9.7 mostra l’effetto della
presenza di tracce di boro sulla duttilità e sulla
resistenza di Ni3Al in diversi ambienti operativi.
Componenti in leghe Ni3Al possono essere prodotti per
fusione in stampo, per deformazione a caldo, per
estrusione di polveri ad alta temperatura (1100-1200
°C). Ni3Al possono trovare impiego in componenti per
motori diesel (turbocompressori), parti di sistemi per la
lavorazione a caldo dei metalli, stampi, palettature di
turbine, componenti di motori jet, ottenuti per
solidificazione direzionale o in monocristallo.
Tabella 9.7 – Effetto dell’ambiente sulle proprietà
meccaniche a temperatura ambiente di Ni3Al con e senza
presenza di boro
Leghe NiAl presentano densità inferiore a Ni3Al
(Tabella 9.6), ottima resistenza a ossidazione, bassa
tenacità a freddo, ma con duttilità che migliora
sensibilmente ad alta temperatura (T>600 °C).
L’aggiunta di alliganti con limitata solubilità (come Zr
e Hf) consente di indurire per dispersione le leghe
incrementando la resistenza a creep ad alta
temperatura. Lavorazioni con tecniche di metallurgia
delle polveri consentono l’aggiunta di fasi dure
disperse come nitruri, carburi, boruri di Al, Ti, Hf che
determinano un miglioramento delle caratteristiche
meccaniche ad alta temperatura. Anche questi materiali
risultano competitivi in termini di prestazioni a caldo
con le superleghe di nichel.
Figura 9.18 – Effetto della temperatura e della presenza
di afnio sul carico di snervamento di Ni3Al.
Fusioni di Ni3Al presentano vita a fatica a 650 °C in
aria notevolmente superiore a quella di alcune
superleghe come ad esempio IN 713C. Anche in
condizioni di temperatura superiore a 700 °C, fino ad
oltre 1000 °C, alcune leghe a base Ni3Al (ad es. con
boro) prodotte per solidificazione direzionale
presentano caratteristiche di resistenza a ossidazione e
a creep rispetto a superleghe di Ni ottenute con
analoghe tecniche.
Le tecnologie di lavorazione impiegate sono la
deformazione plastica a caldo, la fusione in stampo,
l’estrusione di polveri a caldo, la solidificazione
direzionale o in monocristallo. Le proprietà
meccaniche del monocristallo dipendono fortemente
dalla direzione cristallografica, con carichi di
snervamento variabili tra 300 e 1000 MPa. La presenza
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di tracce di alliganti (ad es. Fe, C, O) consente un
notevole aumento della duttilità.
Tabella 9.8 confronta le caratteristiche fisiche ed
alcune proprietà meccaniche di leghe di Ti, alluminuri
di Ti e superleghe.
Possibili applicazioni sono palettature di turbine in
singolo
cristallo
(processo
Czochralski),
turbocompressori, parti rotanti di motori, matrici per
compositi a matrice metallica. La Figura 9.19 mostra
una paletta di turbina ottenuta per asportazione da un
lingotto in singolo cristallo di NiAl.
In termini di proprietà specifiche gli alluminuri sono
per diversi aspetti marcatamente superiori alle
superleghe (Figura 9.21).
Fattori limitanti per un più esteso impiego sono la
bassa duttilità a temperatura ambiente e la ridotta
resistenza a ossidazione a temperature superiori a 800
°C. Ad alta temperatura, infatti si ha tendenza alla
formazione di ossido di titanio (TiO2) anziché di
alluminio (Al2O3), più stabile e protettivo.
In campo aerospaziale, alluminuri di titanio hanno
applicazioni potenziali in componenti di propulsori jet
in particolare prodotti per fusione con notevole
risparmio di peso rispetto alle superleghe. Alluminuri
trovano impieghi anche in alternativa alle leghe di
titanio sia in campo motoristico che in componenti
strutturali. Esempi di impiego sono palettature del
compressore e della turbina in motori jet, elementi
degli statori (l’anello di supporto interno dello statore
in Ti3Al ha consentito una riduzione di peso del 43%
rispetto al corrispondente in superlega) e dei rotori. E’
importante considerare che una riduzione del peso delle
palettature rotanti comporta minori sollecitazioni
centrifughe con possibilità di alleggerimento dei dischi
di supporto e conseguentemente migliori prestazioni.
Figura 9.19 – Paletta di turbina di motore jet (sezione di
alta pressione) fresata da un lingotto a singolo cristallo
di NiAl.
La temperatura massima dei componenti rotanti
soggetti a condizioni critiche per sollecitazioni di
fatica, creep, tenacità è di circa 760 °C.
Le leghe di titanio consentono un notevole risparmio di
peso rispetto alle superleghe, ma presentano
temperature di impiego limitate, inferiori a 600 °C a
causa della elevata velocità di ossidazione, oltre a più
limitate prestazioni meccaniche, in condizioni di
temperature elevate. Gli alluminuri di titanio, TiAl e
Ti3Al presentano maggiori potenzialità di sostituzione
delle superleghe in sistemi aerospaziali. Sono infatti
caratterizzati da densità molto inferiori alle superleghe
e buona resistenza ad ossidazione a caldo. La Figura
9.20 mostra il diagramma di fase Ti-Al in cui si
evidenziano le fasi intermetalliche TiAl () e Ti3Al ()
aventi strutture ordinate (tetragonale, derivata da CFC
nel primo caso ed esagonale compatta nel secondo).
Anche in campo automobilistico, la leggerezza e la
resistenza ad alta temperatura rende questi materiali
competitivi in elementi in cui le forze centrifughe e di
inerzia diventano fattori importanti per le prestazioni
del motore, come ad esempio il rotore del
turbocompressore e le valvole di scarico.
Un ulteriore miglioramento della resistenza ad
ossidazione a caldo può essere ottenuta mediante
rivestimenti come Al3Ti.
Le Figura 9.22 -Figura 9.23 mostrano alcuni esempi
applicativi di alluminuri di titanio.
In generale hanno rigidezza inferiore rispetto alle
superleghe, ma il modulo elastico si mantiene elevato
fino ad alte temperature; inoltre presentano proprietà
meccaniche a caldo (snervamento, resistenza a creep e
a fatica) superiori alle leghe di titanio, grazie alla
minore velocità di diffusione conseguente alla struttura
ordinata con atomi di Al e Ti nel reticolo cristallino. La
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Figura 9.20 – Diagramma di fase Ti – Al.
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Tabella 9.8 – Proprietà di leghe di titanio, alluminuri di titanio, superleghe
Figura 9.21 – Confronto del carico di snervamento specifico, del modulo elastico specifico, del coefficiente di dilatazione termica di
TiAl, due superleghe (IN718 e IN625) e una lega di titanio (Ti-6Al-4V)
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9.4
I metalli refrattari
I
n situazioni estreme per temperatura e condizioni di
corrosione/erosione/abrasione le superleghe possono
non essere in grado di rispondere ai requisiti di
resistenza e/o durata richieste dalle applicazioni. In tali
condizioni trovano impiego diversi metalli e leghe
refrattarie, accomunati da temperature di fusione molto
elevate, che in alcuni casi superano i 3000 °C; tra
questi si trovano il molibdeno (Mo), il tungsteno (W),
il niobio o columbio (Nb), il tantalio (Ta), il renio (Re),
e le loro leghe.
Figura 9.22 – Prototipo di paletta di turbina di bassa
pressione (Low Pressare Turbine) in Ti 48-2-2 (48 Al, 2
Nb, 2 Cr - % atom) per il motore GE90.
Tutti questi materiali, sono caratterizzati da densità
molto elevate e da costi altrettanto elevati (dell’ordine
del centinaio di euro/kg il W, diverse migliaia di
euro/kg Ta e Re), fattori questi che limitano il loro
utilizzo ad applicazioni particolari in campo
aerospaziale, oltre che nucleare, biomedico, elettronico
e chimico. Le loro caratteristiche fisiche e meccaniche
sono riportate in Tabella 9.9. Va peraltro segnalato che
le effettive caratteristiche meccaniche sono anche
fortemente dipendenti dalla presenza di alliganti e dalle
modalità di lavorazione.
La temperatura di fusione elevata e la scarsa
deformabilità di alcuni di questi materiali rende in
genere difficile la loro lavorazione. In alcuni casi la
formazione di leghe ha lo scopo di modificare le
temperature caratteristiche (fusione, ricristallizzazione)
o aumentare la deformabilità di questi metalli la cui
lavorazione richiede, in genere, tecniche comunque
complesse.
Figura 9.23 – Sottoelemento di test di pannellatura in
TiAl (ottenuto per deformazione plastica) per il flap
divergente sviluppato per l’ugello del propulsore
nell’ambito del progetto NASA – HSR (High Speed
Research)
Tabella 9.9 – Proprietà fisiche di metalli refrattari
3
Densità (20°C) g/cm
Temperatura di fusione °C
Coeff. espansione termica (20°C) °C-1
Resistività elettrica (20°C) ohms-cm
Calore specifico cal/g/°C
Conducibilità termica cal/cm2/cm°C/s
Resistenza a trazione (20 °C) MPa
Resistenza a trazione (1000 °C) MPa
Modulo elastico (20 °C) GPa
Mo
W
Nb
Ta
Re
10.22
2610
4.9 x 10-6
5.7
.061
.35
830
345
315
19.25
3410
8.57
2468
7.1 x 10-6
15
.126
.523
310
117
103
16.6
2996
6.5 x 10-6
13.5
.036
.13
345
285
186
21.02
3180
6.5 x 10-6
13.5
.032
.39
1060
410
467
Il molibdeno e le sue leghe mantengono ottima
resistenza e rigidezza meccanica fino ad oltre 1300 °C,
superiori a molti acciai e superleghe. In presenza di
ossigeno, tuttavia, la formazione di ossido volatile
comporta una facile ossidazione del metallo già a 500
°C. In tali condizioni sono necessari rivestimenti
protettivi a base di alluminuri o composti del silicio. In
ambiente non ossidante presenta ottima resistenza a
corrosione.
2070
455
360
può essere accoppiato in sistemi di sigillatura ad alta
temperatura.
Si presta a tecniche di asportazione simili a quelle delle
leghe ferrose, anche se con maggiore difficoltà legata
alla elevata durezza e minore deformabilità; questo
determina alta sollecitazione delle attrezzature, forte
usura degli utensili, tendenza a fratture. Il molibdeno
può essere sottoposto a deformazione plastica a caldo e
saldatura anche se con tecniche particolari dettate dalle
elevate temperature di fusione e ricristallizzazione, e
dalla facilità di ossidazione.
Il molibdeno è caratterizzato da un basso coefficiente
di espansione termica, simile a quello del vetro con cui
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L’aggiunta di piccole quantità di Ti e Zr in leghe TZM
(oltre 99% di molibdeno) consente un ulteriore
aumento della resistenza anche ad alta temperatura ed
un miglioramento della saldabilità a seguito della
maggiore temperatura di ricristallizzazione. La Figura
9.24 mostra l’andamento della resistenza a trazione di
una lega TZM diversamente trattata e di un acciaio
inox austenitico.
brasatura. Sono possibili tecniche di formatura per
sinterizzazione e metallurgia delle polveri. L’aggiunta
di alcune unità percentuali di elementi come Ni, Cu, Fe
(fino a 10% totale) mediante tecniche di metallurgia
delle polveri consente un notevole miglioramento della
lavorabilità del materiale estendendone le applicazioni.
Anche a seguito della elevata densità il tungsteno e le
sue leghe trovano applicazioni quali: protezioni da
radiazioni, sistemi rotanti ad alta velocità (giroscopi,
sistemi di guida inerziale), proiettili, elementi pesanti,
contrappesi e masse di smorzamento/bilanciamento per
alberi, bielle, pale/rotori, superfici aerodinamiche. Ove
risulti necessario ridurre i pesi, può essere impiegato in
forma di struttura a nido d’ape o di schiuma espansa.
Il tantalio possiede minore resistenza meccanica
rispetto a Mo e W (oltre ad un costo diverse volte
superiore). Peraltro possiede buona deformabilità e
saldabilità, ottima resistenza a corrosione acida e da
parte di metalli fusi. Ha la particolarità di assorbire gas
e vapori ad alta temperatura, consentendo di ridurre la
presenza di contaminanti gassosi nelle lavorazioni a
caldo dei metalli o nelle applicazioni sotto vuoto.
Trova impieghi nell’industria elettronica (condensatori,
semiconduttori), chimica (valvole, elementi riscaldanti,
serbatoi per liquidi corrosivi), nucleare (protezioni da
radiazioni), biomedica.
Figura 9.24 – Resistenza di lega di molibdeno TZM e di
acciaio inossidabile AISI 316 in funzione della
temperatura
La facile deformabilità consente tecniche di formatura
sia a freddo che a caldo e incremento della resistenza
per incrudimento. È saldabile e rivettabile e può essere
lavorato per asportazione, anche se con difficoltà. Può
essere prodotto in forma di schiume espanse con
densità ridotta (Figura 9.25).
Leghe di Mo con tungsteno (30%) posseggono
migliore resistenza a corrosione/erosione rispetto a solo
molibdeno. La presenza di renio in lega (41-47% Re)
unisce buona duttilità e saldabilità all’elevata resistenza
a caldo. Queste leghe trovano applicazione in campo
aerospaziale in ugelli di razzi e protezioni termiche, a
volte con rivestimenti protettivi di iridio o altri
elementi. Altre applicazioni industriali sono:
attrezzature per la lavorazione a caldo dei metalli
(stampi e filiere), componenti per alto vuoto,
accoppiamenti con vetro (lampade, tubi sottovuoto),
elettrodi, contatti elettrici.
Leghe di Ta con 2.5% o 10% W possiedono superiore
resistenza meccanica anche a caldo, mantenendo alta
deformabilità e resistenza a corrosione.
Il tungsteno possiede un’ottima resistenza meccanica
ad alta temperatura, la più alta tra i metalli refrattari.
Per questo è impiegato in forni operanti a temperature
molto elevate, superiori a 2000 °C. La elevata
resistenza e rigidezza, mantenute a temperature estreme
lo rendono adatto a componenti, anche strutturali,
destinati ad operare in tali condizioni. Viene anche
utilizzato in elettrodi di saldatura, elettrodi di lampade
ad arco, oltre che resistenze elettriche e filamenti per
lampadine; ha coefficiente di espansione termica simile
al vetro e si presta ad accoppiamenti con questo.
Il tungsteno risulta molto difficile da lavorare, sia per
asportazione meccanica, che per deformazione, che per
fusione, anche a causa della bassa tenacità. Giunzioni
per saldatura o rivettatura sono sconsigliate, a causa
dalla facilità di rottura fragile, mentre è possibile la
Figura 9.25 – Micrografia al microscopio elettronico
SEM (20X) di schiuma di tantalio
Il niobio (o columbio) possiede caratteristiche simili al
tantalio in termini di risposta a deformazione plastica,
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saldabilità, capacità di assorbire gas e vapori ad alta
temperatura, con una densità molto minore. Presenta
limitata resistenza a gas come ossigeno, idrogeno,
azoto, a caldo, e inferiore resistenza a corrosione, ma
con minore costo (circa 1/6 rispetto a Ta e -25%
rispetto a Mo). Oltre ad applicazioni in campo chimico
(componenti resistenti a corrosione), nucleare
(protezioni da radiazioni), elettroniche (leghe
superconduttive), leghe a base di Nb trovano
applicazioni in campo aerospaziale come ugelli di razzi
e terminali di propulsori jet.
Il renio è un metallo raro, costoso e molto difficile da
lavorare all’utensile. Viene prevalentemente impiegato
come elemento di lega con altri metalli refrattari come
W e Mo in quanto ne aumenta sensibilmente la
duttilità, la saldabilità, la lavorabilità per deformazione
plastica. La Figura 9.26 mostra come la presenza di Re
in lega con Mo consenta di ottenere marcate
deformazioni plastiche anche a basse temperature.
Figura 9.26 – Andamento del minimo raggio di piega in funzione della temperatura di leghe Mo-Re
Renio e leghe Mo-Re e W-Re trovano applicazioni nel
settore petrolchimico (catalizzatori), elettronico
(resistenze e filamenti), spaziale (rivestimenti di
protezioni termiche e ugelli di razzi, in genere in
accoppiamento con altri materiali). La Figura 9.27
mostra, a titolo di esempio, un componente della
camera di combustione di un razzo carbonio-carbonio
con rivestimento interno in iridio e film di renio di
0.25-0.5 mm interposto per accoppiamento; la flangia è
in niobio.
Figura 9.27 – Camera di combustione in Ir/Re/C-C con
flangia in niobio
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9.5
CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI
rigidezza specifica notevolmente superiore a quella
delle altre leghe di interesse aerospaziale. La Fig. 9.28
mostra la resistenza e la rigidezza specifica del berillio
in confronto con altri metalli; si osserva anche che il
berillio mantiene queste elevate caratteristiche di
resistenza e rigidezza fino a temperature ben superiori
a quelle consentite per altre leghe leggere come quelle
di alluminio o magnesio.
Il berillio
I
l berillio trova diverse applicazioni in campo
spaziale grazie alle sue caratteristiche di bassa
densità e alta rigidezza, alle sue particolari proprietà
elettriche e termiche. Il suo elevato costo, le difficoltà
di lavorazione e la tossicità di polveri e vapori ne
limitano tuttavia un più esteso impiego.
Il modulo elastico di 290 GPa, unito ad una densità di
1,84 g/cm3 fanno si che il berillio presenti una
Figura 9.28 – Confronto tra resistenza e rigidezza del berillio con altri metalli e leghe
La struttura esagonale compatta rende il materiale poco
deformabile alle basse temperature, mentre alle alte
temperature interviene una facile ossidazione; il
materiale presenta quindi difficoltà di lavorazione sia
per deformazione plastica che per colata. Le
lavorazioni richiedono complesse tecniche di fusione o
forgiatura sotto vuoto. L’impiego di tecniche di
metallurgia delle polveri consentente il controllo delle
dimensioni dei grani e di conseguenza della resistenza
meccanica. I manufatti in berillio sono spesso
caratterizzati da elevato grado di anisotropia
conseguente ai processi di compattazione delle polveri
e ricristallizzazione. Le tecniche di asportazione
meccanica risultano difficoltose, anche per la tossicità
dalle polveri. Il materiale si presta a tecniche di
asportazione per via chimica ed elettrochimica.
Leghe commerciali con alluminio (es. Lockalloy,
AlBeMet) contenenti 50%Be/50%Al o 62%Be/38%Al,
consentono un incremento della deformabilità e
tenacità rispetto al solo berillio. Queste sono in realtà
dispersioni (compositi) di particelle di Be in matrice
continua di Al. Il loro impiego risulta quindi limitato
dalle basse caratteristiche termiche dell’alluminio.
Il berillio, oltre ad alta rigidezza e resistenza specifica,
presenta un basso coefficiente di espansione termica,
elevato calore specifico, buona conducibilità elettrica,
elevata riflettività IR, trasparenza ai raggi X e gamma.
Queste particolari proprietà vengono sfruttate in
diverse applicazioni aerospaziali, alcune delle quali
sono di seguito elencate:
 componenti ottici (riflettività IR, trasparenza ai
raggi X, stabilità dimensionale),
Leghe di berillio contenenti piccole quantità di BeO2,
oltre ad eventuali impurezze di Al, Cu, Fe, ecc.,
risultano indurite per soluzione solida, dispersione,
controllo dei grani.
 sistemi di
rigidezza),
navigazione
inerziale
(densità,
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TECNOLOGIE E MATERIALI AEROSPAZIALI – Ver. 01
CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI
 componenti meccanici di elevata precisione
quali alberi ed elementi rotanti (stabilità
dimensionale, rigidezza specifica),
 elementi strutturali con elevata rigidezza e
resistenza a buckling, come componenti
satellitari e sistemi di landing (rigidezza
specifica),
 elementi di assorbimento di calore e protezioni
quali pozzi di calore per sistemi frenanti,
scambiatori di calore, protezioni termiche, ugelli
di razzi
Inoltre le sue caratteristiche di riflessione/generazione
di neutroni lo rendono interessante in alcune
applicazioni nucleari.
Bibliografia
[1]
Askeland, D.:
"The Science and Engineering of Materials", 3rd SI ed.
Chapman and Hall, London, 1996
[2]
Smith, W.F.:
“Scienza e Tecnologia dei Materiali”, 3a ed.
McGraw-Hill, Milano, 2008
[3]
AIMAT - Associazione Italiana d'Ingegneria dei Materiali:
"Manuale dei Materiali per l'Ingegneria",
McGraw-Hill, Milano, 1996.
[4]
Campbell, F.C.:
“Manufacturing
Materials”,
Technology
for
Aerospace
Structural
Elsevier, 2006
[5]
www.rembar.com
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