YF-16 Fighting Falcon

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YF-16 Fighting Falcon
YF-16 Fighting Falcon
Gianluca Rapetti - Classe: 5a Aer B
Costruzioni Aeronautiche
Anno Scolastico: 2011/2012
Tesina d’esame
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Indice
Pag. 3 - Introduzione
- Storia della nascita del velivolo
Pag. 4 - Le diverse versioni dell'F-16
Pag. 6 - Operazione Babilonia
Pag. 9 - Il motore dell'F-16
- Principio di funzionamento del motore turbo-gas turbofan
- Componenti del motore turbofan
- L'ugello di scarico
Pag. 14 - Materiali strutturali del velivolo
Pag. 15 - La fibra di vetro
- Impieghi della fibra di vetro
- Metodi di produzione
- Proprietà della fibra di vetro
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F-16 Fighting Falcon
Introduzione.
L’YF-16 è sicuramente uno degli esemplari più formidabili dell’aeronautica militare
statunitense. Questo aereo è estremamente manovrabile, essendo il suo peso molto
ridotto e la sua resistenza alle sollecitazioni molto elevata.
E’ un aereo di eccellenza inventato dalla General Dynamics per conto della United States
AirForce (USAF).
Storia dell’YF-16.
L’YF-16 Fighting Falcon è un aereo inventato dalla General Dynamics a seguito della
guerra del Vietnam per sostituire il vecchio F-4 Phantom a causa delle sue molto ridotte
capacità operative.
L’F-4 Phantom era un aereo dalle dimensioni medio-grandi e quindi visibile ad elevate
distanze dagli aerei nemici (Mig-21); inoltre, sprecava molto carburante per le manovre ad
alta velocità che sono il pane quotidiano dei combattimenti aerei.
Nel Gennaio del 1972 due compagnie furono scelte dall’U.S.AirForce per progettare un
aereo rivoluzionario nel campo dei multiruolo da combattimento: si chiamavano
rispettivamente General Dynamics e Northrop.
Esse progettarono con tutte le loro forze l’aereo desiderato dall’aeronautica americana ed
infine, quando presentarono i loro progetti, a vincere fu la General Dynamics che costruì
un aereo perfetto sotto molti punti di vista che avrebbe soddisfatto le richieste degli Stati
Uniti d’America.
I due caccia progettati dalle due compagnie prendevano rispettivamente il nome di “Model
401”, che è stato poi siglato YF-16 e il “P-600” che venne poi chiamato YF-17.
Il 13 gennaio 1975 i due esemplari si affrontarono in una competizione serrata, al termine
della quale vinse l’YF-16.
Il multiruolo della General Dynamics si era dimostrato, quindi, complessivamente
superiore al concorrente prodotto dalla Northrop sotto alcuni aspetti:
1. L’YF-16 montava un motore già conosciuto, cioè lo stesso che utilizzava l’F-15
Eagle e ciò si traduceva in una semplificazione dell’intera linea logistica con un
significativo risparmio economico;
2. i progettisti della General Dynamics avevano puntato sul fatto che l’aereo avrebbe
utilizzato serbatoi esterni per raggiungere l’area di combattimento, sganciare i
serbatoi, terminare la missione e ritornare alla base con il carburante contenuto nei
serbatoi interni, i quali potevano quindi essere di dimensioni più piccole. Ciò
consentiva un significativo risparmio in dimensioni e pesi e questo si traduceva in
migliori prestazioni;
3. le specifiche dell’U.S.AirForce richiedevano un velivolo che potesse manovrare a
7.33G con l’80% di carburante interno, mentre i progettisti della General Dynamics
realizzarono una macchina in grado di arrivare a 9G con il 100% di carburante
interno;
4. infine, le specifiche richiedevano una vita utile di 4000 ore, mentre l’YF-16 ne
garantiva 8000.
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L’YF-16 originariamente doveva chiamarsi solo Falcon, ma il nome era già stato registrato
dalla francese Dassault, per cui fu deciso di chiamarlo Fighting Falcon, anche se molti
continuano ad omettere la parola “Fighting” chiamandolo solo Falcon.
Le diverse versioni dell’F-16
Nel corso della sua storia l’YF-16 ha subito molti cambiamenti sia strutturali, quindi
riguardanti le superfici portanti e le loro caratteristiche, sia nell’impiantistica di bordo per
poter essere adattato ai diversi scenari di guerra in cui si è trovato ad operare e in parte in
seguito all’evoluzione della tecnologia in campo aeronautico avvenuta negli ultimi anni.
Esistono, infatti, sette versioni di questo aereo, che prendono il nome di F-16 A/B/C/D/E/F
e un settimo particolare modello: l’YF-16 XL.
F-16 A/B.
L’F-16 A/B, come esprime chiaramente il suo nome, è un esemplare composto da due
versioni:
- A è la variante a posto singolo;
- B è la variante a doppio posto.
Questi due tipi montano un propulsore F100-PW-200 Pratt&Whitney con una spinta
disponibile di circa 65 KN che, con l’impiego del postbruciatore, diventa
approssimativamente di 105KN.
Il radar che possiede si chiama An/APG-66.
Il suo costo nel 1985 era pari a circa 15 milioni di dollari.
F-16 C/D.
L’F-16 C/D è composto anch’esso da due varianti:
- C, quella a posto singolo;
- D, quella a doppio posto.
Il suo radar rimane sempre lo stesso, ma con delle caratteristiche migliorate e monta un
propulsore che può essere il Pratt&Whitney F100-PW-220E o il General Electric F110-GE100 con una spinta disponibile leggermente maggiorata.
Il costo totale della nuova versione era pari a 18,8 milioni di dollari.
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F-16 E/F.
Le due varianti sono:
- E, monoposto;
- F, biposto.
Queste sono le ultime versioni di YF-16 che sono state destinate, da parte dell’USAF,
unicamente all’esportazione.
Esse montano un propulsore prodotto dalla General Electrics che prende il nome F110GE-32.
Il costo complessivo di quest’ultima produzione è pari a circa 27 milioni di dollari.
F-16 XL.
Il General Dynamics F-16 XL era un notevole sviluppo del già esistente progetto originale
dell’F-16, ma il programma venne prematuramente sospeso dalle decisioni politiche ed
industriali dei tardi anni ottanta.
Questo velivolo era un derivato dell’F-16, ma con caratteristiche talmente diverse e
nell’insieme migliorate da non essere assimilabile ad una semplice versione della
macchina per via di un’ala totalmente rinnovata (ala a doppio delta e fusoliera allungata).
Questo progetto, avviato nel 1980, prese il nome di SCAMP, che stava a significare
“Progetto per un aereo con velocità di crociera supersonica”.
Esso indica il raggiungimento di un volo di crociera a velocità supersonica ottenuto senza
l’utilizzo del postbruciatore.
Il motore impiegato per questo tipo di versione era il General Electrics F110-GE-100 la cui
spinta prodotta era pari a 77KN o 125KN con l’impiego del postbruciatore.
L’ala a delta è la migliore forma di ala per ottenere velocità supersoniche con la massima
superficie alare e con la minima resistenza, ma alle basse velocità presenta svantaggi.
Il nuovo F-16 aveva un’ala a doppio delta di nuovo disegno, progettato con la
collaborazione della NASA.
Questo nuovo progetto consentiva di acquisire molteplici vantaggi a cominciare dalla
riduzione della resistenza sia in volo transonico sia in volo supersonico.
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La velocità massima perseguibile era pari a 2200Km/h in quota, cioè circa un numero di
Mach uguale a 2,05.
Una grande impresa: l’Operazione Babilonia
Verso la fine degli anni ’70 il desiderio di accrescere la propria influenza ed egemonia sui
paesi arabi e mediorientali portò il regime iracheno ad introdurre l’energia nucleare non
solo come fonte energetica, ma come rappresentazione di uno Status.
La situazione politica e socio-culturale altamente instabile all’epoca era una conseguenza
dei continui combattimenti fra le fazioni in costante contrapposizione.
In tutta la zona continuavano ad esistere tensioni dovute alla “Guerra dei Sei Giorni”, la cui
interpretazione era diversa per ogni nazione: alcune desideravano di non vivere successivi
conflitti, altre invece volevano vendetta ed altre ancora si preparavano ad un’altra guerra.
Il reattore nucleare acquistato dall’Iraq apparteneva alla classe “Osiride” di derivazione
francese, la cui limitazione consisteva nei tempi di assemblaggio e messa in linea.
La nazione che fu maggiormente intimorita dalla costruzione di questo reattore iracheno fu
Israele, che riteneva questo sviluppo una copertura per poter in realtà sviluppare, da parte
dell’Iraq, sistemi d’arma nucleari.
I pessimi rapporti diplomatici tra i due paesi non modificarono le decisioni prese nei giorni
a seguire da parte di Israele.
Questa contrapposizione influenzò quel sentimento di minaccia che si introdusse nel
modo di pensare israeliano sin dalla notizia della costruzione del reattore. Tale condizione
influenzò pesantemente le scelte che sarebbero diventate presto operative, benché i
tecnici italiani e francesi testimoniassero un impiego del reattore di tipo solo civile.
L’acquisto del reattore era ufficiale e nulla di questa transazione venne tenuto segreto;
pertanto tutti i paesi furono persuasi sulle intenzioni irachene, tranne gli israeliani che lo
avevano identificato come una vera minaccia alla loro sopravvivenza.
Per i successivi tre anni, quindi, studiarono il miglior modo per distruggere il sito del
reattore battezzato con il nome di “Osiraq Uno”, per cancellarlo dal luogo dove si stava
erigendo e porre fine al loro incubo.
La prima valutazione tattica su cui i vertici militari si dovettero confrontare era la distanza
del bersaglio (Target) dai propri confini per valutare la quantità di carburante necessaria a
raggiungerlo ed il peso complessivo degli aerei armati.
Si può quindi capire che l’unica opzione valida era quella di un attacco aereo, anche se i
rischi erano elevati, in quanto l’intelligence israeliana non aveva elementi sufficienti atti a
valutare la minaccia antiaerea.
L’unica certezza israeliana era la data della messa in linea del reattore e con essa
l’olocausto della nazione ebrea: l’estate del 1981.
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Il calcolo dei rischi e l’evidenza del ritardo sulla preparazione dell’incursione indussero gli
strateghi a seguire un’altra strada che consisteva nel tentativo di rallentare la costruzione
del sito.
Il 6 Aprile 1979 un commando si introdusse furtivamente nei cantieri navali di La Seyne
sur Mer, nelle vicinanze di Marsiglia, dove piazzarono tre ordigni esplosivi che
provocarono seri danni. Questo attentato fu costruito in modo tale da essere ricondotto ad
un movimento estremista interno, ma, in considerazione dell’attività di assemblaggio dei
componenti per l’impianto iracheno, il DST (Direction de la Surveillance du Territoire),
controspionaggio francese, ipotizzò l’operazione come provocata e portata a termine dal
Mossad; tuttavia, senza prove certe, i francesi si persero nel loro imbarazzo.
In seguito uno scienziato nucleare egiziano, Yahia el Meshad, venne incaricato
dall’autorità irachena di acquistare uranio arricchito. Giunse in Francia nel giugno del 1980
dove venne agganciato da una bellissima ed affascinante prostituta, il cui nome era Maria
Express.
Con lei trascorse alcuni giorni, sino a quando, il 13 giugno, fu ritrovato accoltellato a morte
nella sua stanza all’Hotel “Meridien de Montparnasse".
Ancora una volta i francesi dovettero far fronte ad un’indagine particolarmente complicata
in cui l’unica traccia a favore degli investigatori era rappresentata dalla donna.
Impiegarono ben 15 giorni prima di raccogliere abbastanza informazioni sul caso ed il
primo luglio la misero sotto interrogatorio, ma la DST non ottenne da lei nessun elemento
utile al prosieguo dell’indagine. Il 12 luglio la prostituta perse la vita investita da un’auto
pirata, per cui una scomoda testimone fu eliminata dalla scena, ma questo confermò i
sospetti che già gravavano sugli israeliani anche se ai francesi non rimase nulla in mano.
Da quel punto le azioni di disturbo si moltiplicarono e gli israeliani misero in atto diversi
attentati alla Snia Techint, all’Ansaldo Nucleare e alla francese Techniatome.
Nella primavera del 1981 il Mossad avvisò i vertici politici che dalla Francia era già in
viaggio un quantitativo pari a 90Kg di uranio arricchito. La notizia convinse gli strateghi
che gli indugi andavano abbandonati.
Definito nei particolari il piano di attacco, la strategia lasciò lo spazio ai mezzi e agli uomini
e la scelta cadde su uno squadrone di F-16A Fighting Falcon per l’attacco al suolo e di un
gruppo di F-15A Eagle per garantire la superiorità aerea.
F-16A Fighting Falcon
F-15A Eagle
I velivoli vennero dotati di serbatoi supplementari subalari e ventrali, in modo da poter
eseguire la missione senza dover essere riforniti in volo, scelta essenziale ad evitare che
venissero rintracciati dai radar nemici.
Questi aerei furono affidati ai migliori piloti dell’IAF (Israelian Air Force), i quali nel Briefing
pre-missione, subirono l’arringa del capo di stato maggiore che precisò:”Non potete fallire,
l’alternativa è la vostra distruzione”.
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Il 7 giugno 1981, alle ore 12.55, gli aviogetti decollarono dalla base di Etzion in Egitto, al
tempo sotto il dominio israeliano a seguito della “Guerra dei Sei Giorni”.
Gli otto F-16A del 117° e 110° squadrone, scortati da 6 F-15A, mantennero stabilmente la
quota sotto la soglia del rilevamento Radar (150 piedi), mentre puntavano su Eilat ed
Aqaba per poi costeggiare i confini della Giordania e sorvolare lo spazio aereo dell’Arabia
Saudita.
La rotta seguita dai velivoli era pianificata alla perfezione, tenendo in considerazione i
mezzi impiegati e il limitato lasso di tempo utile a reperire informazioni a favore degli
israeliani.
Dopo 1000 chilometri, giunti nel deserto saudita, i caccia sganciarono gli ormai vuoti
serbatoi subalari da 1400 litri e quelli ventrali da 1100 litri.
Violato lo spazio aereo iracheno, la missione entrò nel pieno della fase operativa: quattro
degli F-15A presero quota entrando nella soglia di scoperta dei radar ostili. Gli operatori
iracheni a terra rimasero sbigottiti e disorientati da quell’apparizione improvvisa, tanto da
rimanere passivi. La loro capacità di reazione fu annullata quando i quattro caccia si
dispersero velocemente in altrettante direzioni.
Questa manovra aveva uno scopo diversivo, infatti, il resto dei velivoli proseguì
indisturbato verso il bersaglio.
Alle ore 14.35, giunti a 20 chilometri dal Target, la formazione compì la manovra Pop Up,
salendo rapidamente a 2100 metri dove impegnarono una virata a rateo angolare di 35°
ad alti numeri di G ed ad una velocità pari a 1100Km/h.
Scesero, infine, alla quota operativa di 1000 metri, dove i Fighting Falcon sganciarono due
coppie di bombe MK84, con un intervallo di 5 secondi. Il nome in codice era “Grappolo 8”
e i piloti ad ogni passaggio trasmettevano in patria il risultato positivo del bombardamento
citando alla radio le parole “Charlie”.
La reazione delle batterie antiaeree risultò tardiva e inutile; infatti, i sistemi di difesa
entrarono in azione quando gli incursori erano risaliti a 1200 metri, ormai in rotta di rientro.
L’attacco aereo ebbe successo grazie a tre componenti tattiche fondamentali: la sorpresa,
la risolutezza e la rapidità. L’intera durata del bombardamento fu di un minuto e 20
secondi. Il successo dell’incursione venne riportato ed esaltato dalle foto satellitari: di
Osiraq Uno rimanevano soltanto rottami.
Resti della centrale nucleare Osiraq Uno dopo il bombardamento israeliano.
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The YF-16 Engine: F100-PW-200
This model is the first type of engine employed on the F-16A/B airplane and is classified as
a turbo-gas turbofan model with an afterburner.
It is the same engine employed on the F-15Eagle and has a geometrically variable nozzle.
The principal characteristics of this engine are:
-Type: turbo-gas Turbofan with afterburner;
- Length: 191in (4851mm);
- Diameter: 35in (884mm);
- Dry weight: 3749lb (1696Kg).
The principal components are:
- Compressor: dual spool axial compressor with 3 fans and 10 stages;
- Combustor: annular;
- Turbine: 2 low pressure and 2 high pressure stages.
Performance:
- Maximum thrust: 80KN without afterbuner and 130KN with afterburner;
- Turbine inlet temperature: 2460°F (1349°C);
- Specific fuel consumption: 77.5 Kg/KNxh;
- Thrust-to-weight ratio: 76 N/Kg.
The principle of the turbofan engine
Today most airplanes use the by-pass and ducted fan engine (commonly called turbofan
engine) which incorporates the best features of the turbojet and the turboprop engines. In
fact, a turbofan combines the high speed, high altitude capability of a turbojet and the
good operating efficiency and high thrust capability of a turboprop.
A turbofan resembles a turboprop but has a many-bladed fan enclosed in a large duct,
instead of a propeller. In order to get more efficient use of the heat energy in the fuel,
some of the stages of the compressor are made quite large.
Instead of having all the air passing through the engine, some will by-pass it, accelerating
a much greater volume of air. The fan is generally located in front of the first stage of the
low pressure compressor and driven with it.
The composition of a turbofan engine
The turbo-gas turbofan engine is composed of a gas turbine, a front air intake, a rear
nozzle, an internal propeller, a compressor, some fuel distributor valves, a combustion
chamber and a tube that takes the gases out of the combustion chamber.
All these parts together with the secondary parts like the electric battery, the pumps of the
lubricants and the pumps for the refrigerants, the afterburners, etc, are held in a container
that has a tubular structure positioned in the fuselage of the airplane.
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As we can see in this figure, in the turbo-gas turbofan engine the compression of the air
sucked through the air intake is obtained by means of a compressor and consequently
sent to the combustion chamber.
The flow of the hot gases expelled from the combustion chamber is directed to the stator
of the turbine, which modifies the velocity of the gases and, in turn, gives the right angle to
allow a better entry into the rotor.
The rotor modifies the angle once again to permit the transformation of kinetic energy into
mechanical energy, which is absorbed by the turbine.
The turbine has the function of rotating the compressor by means of a transmission shaft
with the purpose of permitting the cycle to begin again.
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These types of aeronautical engines are mostly used for military applications and they are
generally provided with an afterburner.
The after-combustion is a process that consists in spraying fuel into the end of the turbine
by means of some injectors. This fuel burns when reacting with the oxygen of the by-pass.
This process is aimed at increasing the given thrust, decreasing the time of takeoff and
giving better performance in combat.
Finally, by means of the rear nozzle, the available enthalpy energy and pressure energy at
the exhaust of the turbine are converted, through an expanding process, into kinetic
energy to allow a higher outflow velocity of the fluid that permits to generate an
appropriate outflow reaction (thrust).
From the thermodynamic point of view, the turbo-gas engine follows a Brayton-Joule cycle:
The thermodynamic transformations are the following:
-1-2: the compressor sucks in air from the external environment in the condition 1 and
compresses it adiabatically up to the pressure P2 with an exchange of negative work (L=L1;2);
-2-3: the compressed air is sent with an adequate quantity of fuel into the combustion
chamber, where an isobaric combustion takes place with the formation of gases at the
elevated temperature T3;
-3-4: the products of the combustion (gases) are expanded adiabatically in the turbine
down to the start pressure with an exchange of positive work of the cycle (L+=L3;4);
-4-1: the gases are discharged into the external environment in the condition 4 and finally
the air is sucked once more from the air intake in the condition 1.
The thermal theoretical efficiency is the following:
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Where “η” is the symbol for efficiency, “K” is a constant always greater than 1 and “RC” is
the compression ratio.
This equation comes from a relation valid for the isentropic transformation which is the
following:
It results that the efficiency of the turbo-gas engine is so much the higher as the higher is
the compression ratio (RC) and the maximum temperature of the cycle (T3), which is the
temperature at the entrance of the turbine.
The profile of temperature and pressure through the section of a turbofan engine are
represented in the following graph:
The principles of propulsion of the turbo-gas turbofan engine are as follows:
A mass flow of air equal to ”m’0” enters the air intake with a velocity equal to “v0”; at the
exit of the propeller a mass flow of air equal to “m’f” with a velocity equal to “vf” escapes,
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while at the rear part of the turbine a mass flow of gases equal to “m’c” with a velocity
equal to “vc” is discharged.
In these conditions, with the application of the theorem of the quantity of motion, the thrust
results in:
The thrust is a vector which has the same direction as the vector of the velocity of the
burned gases, but they are opposite to each other.
Introducing the by-pass ratio:
The theorem becomes:
Finally, the power is explicated by the following relation:
The discharge nozzle
The discharge nozzle of an aeronautical turbofan engine for military uses is characterized
by a variable convergent-divergent section with a geometry register.
The convergent-divergent morphology is due to the compressibility of the gases
accelerating at subsonic velocity along the tube with a divergent section.
Therefore a discharge nozzle with a variable section permits to maximize the velocity of
the expulsion gases and, consequently, the engine thrust.
The nozzle geometry is such that the pressure of the exit gases is the same as the
external pressure.
In fact, if the pressure of the exit gases is lower than the external pressure, the
recompression takes place outside the nozzle by means of a complex system of oblique
shocks: in these conditions the function of the nozzle is called “overexpanded”.
On the contrary, if the pressure of the gases at the exit is higher than the external
pressure, the expansion is continuous on the outside of the nozzle: in these conditions the
nozzle is called “underexpanded”.
The best conditions of operation to receive the maximum thrust are those in which there is
a specific value of pressure drop to avoid shocks (internal or external) or external
expansions.
In this way, the pressure of the exit section must be equal to the atmospheric pressure,
that is, the fluid must be accelerated up to a specific value.
This must be verified in every condition, i.e. when the inlet nozzle pressure changes for
any given reason, when the external pressure value changes, or when there is a variation
of the flight altitude.
The best condition that permits to obtain the maximum propulsion performance can be
achieved with a continuous action on the exit section nozzle geometry: with the reduction
of this section, the expansion can be interrupted in advance (so as to avoid shocks), while,
with an enlargement, the section increases and the expansion is divergent (so as to avoid
the “underexpanded” flow).
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Composizione dell’F-16 secondo i suoi materiali
L’F-16 Fighting Falcon, essendo un velivolo dalle grandi prestazioni, necessita di una
conformazione particolare in cui vengono impiegati vari materiali al fine di creare
resistenza strutturale in modo da conferire all’aereo una grande libertà di movimento alle
alte velocità.
Di seguito posizionerò una foto dell’aereo con colori diversi, ognuno rappresentante un
diverso materiale impiegato e riportante tutte le parti più significative della struttura.
Andrò ora ad elencare i materiali presenti e la loro percentuale rispetto all’intera struttura
del velivolo:
- Alluminio, 70% presente nelle semiali e nella fusoliera;
- Acciaio, 10% presente negli organi di fissaggio del motore, nel carrello principale e nel
carrello secondario;
- Titanio, 4% impiegato negli ugelli di scarico del motore;
- Materiali Compositi, impiegati nel timone di coda e nei bordi d’attacco (slat) e d’uscita
(flap e alettoni) delle semiali;
- Fibra di vetro, utilizzata per la radice del timone di coda, per i tubi di pitot posizionati nelle
semiali e per il naso dell’aereo dove viene contenuto il radar.
La fibra di vetro
L’esperienza comune insegna che il vetro è un materiale fragile. La fragilità del vetro è
dovuta al gran numero di difetti dovuti alla cristallizzazione che agiscono come
microfratture o zone di concentrazione delle tensioni. Al contrario, la fibra di vetro non
presenta tutti questi difetti.
Per modificare questa sua caratteristica negativa, esso viene filato a diametri inferiori al
decimo di millimetro e solo in questo modo si può ottenere la perdita della sua
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caratteristica di fragilità. In seguito a questo trattamento quindi otteniamo due
caratteristiche fondamentali per quelli che saranno i suoi successivi impieghi: alta
resistenza meccanica ed elevata resilienza.
Impieghi
Esistono varie tipologie di fibre che si distinguono a seconda delle loro caratteristiche che
ne condizionano l’impiego.
Le fibre di vetro sono solitamente utilizzate nella produzione di compositi per impieghi
strutturali nel campo aerospaziale, aeronautico, nautico e automobilistico, associati a
matrici di tipologia diversa come ad esempio resine poliammidiche o epossidiche, ma
comunque comprese nella famiglia delle resine sintetiche.
Le fibre di vetro non vengono solitamente impiegate nella realizzazione di compositi con
matrici metalliche o ceramiche per i quali si preferisce l’impiego di fibre con prestazioni
migliori come le fibre di carbonio, anche perché il vetro ha una limitazione tecnologica
dovuta all’alta temperatura di operazione a cui sono sottoposti i compositi a matrice
metallica e ceramica.
Metodi di produzione
I metodi di produzione delle fibre di vetro sono i seguenti:
- a marmo fuso: consiste nel far passare attraverso appositi ugelli di trafilatura il fuso di
vetro (metodo non più in uso);
- trafilatura di bacchette: consiste nel tirare il vetro facendolo passare attraverso apposite
trafile per formare la fibra di diametro minore (anche questa tecnica non è più in uso);
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- a fusione diretta: il fuso leggermente raffreddato viene fatto passare attraverso trafile
costituite da Platino-Iridio. Le fibre vengono rivestite di polimeri in modo da evitare che si
fondano tra loro e successivamente sistemate in fasci.
Proprietà tipiche della fibra di vetro
Le proprietà delle fibre di vetro ad alte resistenze sono:
- Densità=2,48 g/cm^3;
- Modulo di elasticità o di Young E=90 GPa;
- Resistenza meccanica a trazione=4500 MPa.
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