Contribuții Teoretice și Experimentale Privind Materialul Compozit Utilizat Pentru Radom

Mulțumiri

Elaborarea și fundamentarea unei teze de doctorat este posibilă doar ptin prisma unei îndrumări științifice de calitate realizate cu profesionalism și exigență de aceea doresc să-i mulțumesc domnului Prof.dr.fiz. Dionezie Bojin atât în calitatea dânsului de profesor coordonator cât și de susținător moral în finalizarea acestei teze. Îi mulțumesc de asemenea pentru înțelegerea și căldura cu care m-a îndrumat.

Adresez de asemenea mulțumire tuturor profesorilor și colegilor din cadrul Universității Politehnica care de-a lungul timpului mi-au oferit un sfat, o sugestie și au contribuit la șlefuirea acestui demers științific și m-au susținut în finalizarea lui.

Multumesc domnului Prof. dr.ing Mihai Brânzei, Domnului Prof.dr.ing Mihai Bane, domnului Florin Niculescu.

Mulțumesc de asemenea tuturor colegilor de la S.Romaero S.A pentru ajutorul oferit pe parcursul stagiului de doctorat și mi-au fost alături în fiecare moment cu sugestii legate detestele și materialele pe care ar trebui să le fac.

Rezultatele prezentate in aceasta lucrare au fost obtinute cu sprijinul Ministerului Fondurilor Europene prin Programul Operational Sectorial Dezvoltarea Resurselor Umane 2007-2013, contractPOSDRU/159/1.5/S/132395.

CAPITOLUL 1

STADIUL ACTUAL AL REALIZARILOR IN CONFECTIONAREA RADOMULUI PENTRU AERONAVE

Scurt istoric

Zborul a fost un fenomen care a trezit interesul omului încă din antichitate. Împlinirea acestei dorințe a trebuit să aștepte mii de ani pentru a se realiza. Începând cu contemplarea zborului păsărilor, trecând apoi prin mitologie – cea care a precedat știința – care este plină de referiri la ideea de zbor și terminând cu primele încercări, totul arată o dorință imensă de a reuși să se realizeze aeronave care să poată fi utilizate în diferite scopuri.

Însă, aviația, în sensul actual al cuvântului, implică zborul controlat utilizând aparate mai grele decât aerul. Astfel, în 16 decembrie frații Wright au realizat primul zbor cu durata de 12 secunde pe o distanță de 36 metri, acesta fiind primul zbor cu pilot din lume al unui avion [1]. Acesta este momentul în care a luat nașterea aviația, așa cum este recunoscut pe tot globul. Avionul lor, spre deosebire de cele precedente, putea fi controlat în zbor, realizând mișcări în jurul celor trei axe. Pe 12 noiembrie 1906, Alberto Santos-Dumont a realizat ceea ce Brazilia susține ca ar fi primul zbor care nu a necesitat catapultare (decolare numai cu mijloace proprii). Titlul de primul zbor autonom cu decolare prin mijloace proprii a fost realizat de Traian Vuia, care a realizat la Montesson, în 18 martie 1906, un zbor de 12 metri.

De aici înainte, s-a încercat descoperirea principiilor zborului și a creșterii manevrabilității. Utilizând tunele aerodinamice, s-au dezvoltat aripi și elici mai performante. Datorită dezvoltării industriei auto, noi motoare mai puternice și mai ușoare au fost dezvoltate și modificate special pentru utilizarea pe avioane. În anii următori, alți constructori au realizat și ei aparate de zbor din ce în ce mai puternice și performante. Pornind de aici, aviația a cunoscut o dezvoltare uimitoare [2].

Deși cunoștințele și tehnica în domeniul aeronautic încă nu erau dezvoltate la acea data și la noi în țară au existat cercetători și inventatori care, conduși de necesitatea acestor tehnologii, cât și de dorința de cunoaștere, au adus contribuții importante. Urmând linia trasată încă din antichitate, epoca modernă a dat o serie de inventatori români care au ales domeniul aeronautic. În continuare sunt enumerate câteva dintre personalitățile importante ale aviației romanești: Traian Vuia (1872 – 1950), Aurel Vlaicu (1882-1913), Henri Marie Coandă (1886 – 1972). Pe lângă cei enumerați mai sus, mulți alți români au adus contribuții importante în domeniul aero-spațial: Ion Grosu, Radu Manicatide și Iosif Șilimon împreună cu echipele de ingineri ale IAR Brașov, Herman Oberth, Elie Carafoli, Petre Augustin, Mihai M. Niță. Datorită acestora, s-au format centre de cercetare aeronautică în universități din întreaga țară: București, Brașov, Craiova, Bacău, orașe care dețin și fabrici de constructie a aeronavelor sau a pieselor pentru acestea. Important este faptul că și în România a existat interes încă din cele mai vechi timpuri pentru acest domeniu, interes continuat de-a lungul timpului. În acest moment în România, Airbus construiește cea mai mare fabrică unde o să se realizeze elicopterele Super Puma MK1.

La început a fost folosit lemnul, apoi piatra și în urmă cu circa 100 de ani a apărut un material revoluționar în industria construcțiilor: betonul armat.

În ultimii 70 de ani, tehnica a evoluat extrem de mult, prin urmare a fost necesar realizarea unor materiale cu proprietăți mecanice deosebite.

Apariția și dezvoltarea unor domenii noi cum ar fi cel aeronautic, al automobilelor și, în principal, dezvoltarea aplicațiilor militare, a impus dezvoltarea acestei categorii de materiale care pot lucra în condiții grele. De exemplu în industria aeronautică prioritare sunt considerentele de ordin aerodinamic de optimizare a profilelor și realizarea condițiilor deosebite ce sunt impuse datorită diferențelor de temperatură, rezistență la oboseală, rigiditate, vibrații, etc. așa cum sunt prezentate în lucrarile concepute de Wei Jin și D.Brown [3].

Prin urmare, materialele tradiționale nu mai pot satisface în totalitate restricțiile din ce în ce mai mari, iar configurația complicată a structurilor impune, din punctul de vedere al factorului economic, ori folosirea unor tehnologii diferite de realizare ceea ce implică o tehnică scumpă, ori realizarea unor materiale mai ușor de obținut ceea ce înseamnă o tehnologie mai ieftină. Privind prin prisma factorului economic, au apărut materialele compozite, care reprezintă o nouă clasă de materiale de o mare importanță tehnologică cu o aplicabilitate din ce mai mare în multe domenii aeronautic, naval, sau al automobilelor conform datelor prezentate de autorii Anglin J.[4], Gries [5].

Principalul avantaj al acestor materiale îl reprezinta raportul ridicat dintre rezistență și greutate volumică și prețul scăzut de obținere a unor elemente complicate, în cazul producției de serie mare și de masă asa cum este specificat de către J.C.Halpin [6].

La începutul deceniului doi, din cauza folosirii schemei monoplane – care a condus la reducerea bruscă a rezistenței tuturor tipurilor de avioane, în special a celor grele – s-a trecut la construcția de avioane metalice din aliaje ușoare. Fabricarea pe scară largă a avioanelor metalice de la sfârșitul deceniului doi a demonstrat nivelul înalt pe care l-a atins metalurgia aliajelor ușoare în acea vreme.

Dezvoltarea rapida a tehnicii în domeniul aviatiei a necesitat mari eforturi din partea metalurgiei pentru a satisface necesarul mereu crescând de table pentru învelisul aparatelor de zbor care trebuie sa aiba o rezistenta mare si o suprafata neteda. De asemenea, a crescut necesarul de semifabricate, piese matrițate etc. cu proprietati ridicate. Aceasta a condus la apariția unor noi procese tehnologice de prelucrare și de asamblare.

Înaintea celui de-al doilea razboi mondial principalele materiale de construcții utilizate au fost aliajele de aluminiu de înalta rezistență de tip dural (Al-Cu-Mg). În decursul deceniului cinci aceste aliaje, care au fost principalele materiale de construcție, și au continuat să rămână materiale de bază pentru toate tipurile de avioane care nu suportă o încalzire aerodinamică mai mare de 100°C, cu toate că domeniul lor de aplicare s-a redus din cauza apariției aliajelor de aluminiu speciale de tip zicral (Al-Zn-Mg-Cu).

La sfârsitul deceniului cinci a avut loc un salt însemnat în ceea ce privește dimensiunile, capacitatea de încărcare, distanța de zbor și viteza avioanelor grele, iar aceasta a dus la mărirea greutății acestora și la creșterea sarcinilor care acționează asupra agregatelor. Acest lucru a necesitat folosirea unor materiale noi, mai rezistente și modificarea sortimentației și dimensiunilor semifabricatelor utilizate. În paralel cu aliajele speciale de aluminiu, încep să se utilizeze atât aliajele de magneziu cât și aliajele de titan. Aliajele magneziului cu metale rare se utilizează în construcția de rachete și au calitatea de a- i menține caracteristicile mecanice ridicate atât la temperaturi de 250-300°C cât si la temperaturi joase (-300°C). Cele mai performante aliaje de titan pot atinge valori ale rezistenței mecanice de 1700 – 2000 MPa. În ceea ce privește rezistența specifică a aliajelor de titan, acestea se pot compara cu aliajele de aluminiu sau magneziu, în schimb refractaritatea este mult mai bună, mai ales în domeniul temperaturilor de 350 – 550°C. Aceasta caracteristică, împreună cu rezistență deosebită la coroziune determină utilizarea acestor materiale în special în aviația supersonică și în tehnica rachetelor, fiind folosite în principal pentru piesele compresoarelor de la motoarele cu reactie.

Referitor la evoluția aliajelor de aluminiu speciale se poate preciza că utilizarea semifabricatelor din aliaje Al-Zn-Mg-Cu a însemnat un câstig imens în ceea ce priveste greutatea construcțiilor aeronavelor. De asemenea, datorită valorilor ridicate ale limitei de curgere a aliajului 7075 din sistemul Al-Zn-Mg-Cu, semifabricatele din acest aliaj pot fi folosite pentru majoritatea elementelor de construcție încarcate cu sarcini de comprimare (panourile superioare ale aripilor, zona de comprimare a fuselajului, stâlpii etc.) si care sunt folosite pentru deplasare (lonjeroane și nervuri). Câstigul în greutate al construcției poate fi în acest caz de 5 – 8% în comparație cu construcțiile din aliajele 2014 sau 2024 din sistemul de aliaje de aluminiu de tip dural (Al-Cu-Mg) [7].

La alegerea aliajelor de aluminiu de înaltă rezistența destinate industriei aeronautice trebuie să se țina cont de faptul că acestea trebuie să aibă caracteristici de rezistență mecanică ridicate, plasticitate satisfacatoare, rezistență suficientă la coroziune sub sarcina, să aibă rezistență bună la oboseală și o rezistență suficientă la temperaturi relativ ridicate. Realizarea acestor cerințe este legată de întrebuințarea aliajelor de aluminiu speciale în construcția de avioane. În afară de acestea, aliajele trebuie sa posede și proprietăți tehnologice determinate, care să asigure o producție de serie a semifabricatelor în cadrul unităților metalurgice, o prelucrabilitate suficientă a acestora, o stabilitate a proprietăților si a calității semifabricatelor și produselor finite realizate din aceste aliaje în producția de serie.

Importanța deosebită pe care o reprezintă sistemele radar pentru navigația aeriană, asigurând supravegherea în orice condiții de mediu, justifică preocuparea permanentă a cercetatorilor de a descoperi noi materiale și noi tehnologii capabile să îmbunătățească mereu performantele electromagnetice ale radomului. Așa se explică numarul mare de brevete care apar anual pe această temă.

Performanțele electromagnetice ale radomului exprimate prin valorile constantei dielectrice (permitivitate) și ale pierderilor dielectrice (factor de disipare), au ca țintă scăderea acestora sub 4 pentru constanta dielectrica și sub 0.05 pentru factorul de disipare. Aceste doua proprietăți electrice reprezintă măsura transparentei radarului.

Cercetarile privind materialele potrivite în construcția radomului au stabilit ca exista o mare varietate. Pot fi variante de radom care folosesc structuri monolit din materiale cum ar fi: materiale ceramice (carbura de siliciu, nitrura de siliciu, etc.), materiale polimerice, termoplaste (teflon, polietilen tereftalat, polietilenă, polipropilenă, polivinilacril, etc.). De asemenea, pot fi variante de radom cu structuri compozite sub forma de laminate simple sau structuri sandwich. Structurile sandwich ofera multiple posibilitati, dat find gama larga a materialelor composite din care se fac invelisurile radomului, cat si varietatea mare de materiale din care se poate selecta miezul dintre învelișuri. Privitor la miezul dintre învelișuri, în selectarea lui primează în egală măsură atât proprietățile de rezistență mecanică cât și proprietățile electrice, și nu în ultimul rând, stabilitatea termică la temperaturile de serviciu. S-a observat că o creștere a densității miezurilor conduce la creșterea valorii constantei dielectrice [8].

Materialele compozite din care se poate executa radomul, au fost selectate dintre acelea unde matricea polimerică a constituit-o rășinile epoxidice, poliesterice și cianesterice (matrice polimerică), care au dat rezultate bune datorită valorilor mici a constantei dielectrice și ale factorului de disipare (Tabel 1).

Ca materialele de ranforsare din constituția materialelor compozite, au fost selectate materialele fibroase cum ar fi: fibrele de sticla (Tipul E), fibrele de quartz și fibrele aramidice, utilizate sub forma de tesături impregnate (utilizate singure sau împreună).

Tabelul 1 prezintă caracteristicile electromagnetice ale unor materiale (materiale simple sau materiale compozite) care poate constitui o bază de selecție în vederea obținerii unor structuri de radom cu performanțe dorite [9].

Tabel 1.1: Caracteristici electromagnetice

Structura aeronavei

Forma generală și structura inițială a avionului nu au suferit multe schimbări în timp chiar dacă au avut parte de îmbunătățiri continue [10], [11]. Diferite variante s-au folosit pentru a corespunde cel mai bine cerințelor tehnologice și aerodinamice de a lungul timpului. Forma, configurația și structura avionului este influențată și de forțele care acționează asupra lui în timpul zborului dar și la sol: greutatea, tracțiunea (dată de motoare), rezistența la înaintare și portanța.

Greutatea este o forța care este orientată întotdeauna către centrul pământului. Ea este direct proporțională cu masa radomului. Deși este distribuită asupra întregului radom, ne putem imagina că aceasta este însumată și acționează asupra centrului de greutate. În zbor, deși aeronava se rotește în jurul centrului de greutate iar orientarea greutății rămâne tot către centrul pământului [14].

Tracțiunea este asigurată de sistemul de propulsie al avionului. Valoarea tracțiunii depinde de factorii care sunt asociați sistemului de propulsie: tipul motorului, numărul de motoare, comanda motorului, viteza și înălțimea de zbor. Tracțiunea acționeză pe direcția longitudinală a fuselajului.

Rezistența la înaintare este forța aerodinamică care se opune oricărui corp ce se deplasează într-un fluid. Mărimea acestei forțe este influențată de mai mulți factori: forma radomului, densitatea și compoziția aerului și viteza. Direcția acestei forțe este întotdeauna opusă direcției de zbor și putem considera că ea "se concentrează" într-un singur punct numit centru de presiune [43].

Portanța reprezintă forța aerodinamică care ajută avionul să se mențină în aer și trebuie luată în raport cu celelalte trei și este datorată trecerii unui obiect printr-un fluid. Ea poate fi generată de orice parte a aeronavei, dar la un avion normal portanța este datorată aripii.

Schimbarea direcției sau vitezei curgerii unui fluid generează o forță iar portanța apare atunci când curgerea unui fluid este raportată la un obiect solid. În momentul în care curgerea este deviată într-o anumită direcție, portanța apare în direcția opusă, conform principiului acțiunii și reacțiunii al lui Newton. Dat fiind că aerul este un fluid, moleculele sunt libere în mișcare și orice suprafață solidă poate devia curgerea [60].

Forța care acționează asupra unei suprafețe este egală cu presiunea înmulțită cu aria suprafeței. Presiunea este o unitate scalară aflată în stransă legatură cu distribuția de presiuni din fluid.. Presiunea acționează perpendicular pe suprafața unui corp solid, iar direcția forței este normală la suprafață. Direcția normală se schimbă de-a lungul profilului deoarece acesta are o suprafață curbată.

Pentru a obține forța mecanică netă peste întregul profil trebuie adunate contribuțiile componentelor tuturor suprafețelor mici ale obiectului. Este important de știut faptul că dacă presiunea pe o suprafață închisă este constantă, atunci nu există nici o forță rezultantă, deoarece suma tuturor forțelor mici pe direcțiile normale dă valoarea zero.

Pe un corp aflat într-un fluid în mișcare, viteza va avea valori diferite în puncte diferite de-a lungul suprafeței închise a corpului. Presiunea fiind în relație directă cu viteza locală, rezultă de asemenea că ea va varia de-a lungul suprafeței închise. Însumând toate presiunile locale normale și înmulțind apoi cu suprafața exterioară totală a corpului va rezulta o forță. Componenta acestei forțe perpendiculară pe direcția de curgere a fluidului este numită forța portantă, iar componenta de-a lungul direcției de curgere se numește rezistența la înaintare. În realitate există o singură forță, cauzată de variația presiunii în jurul suprafeței corpului sau – vorbind de profile aerodinamice – este cauzată de diferența dintre presiunile de pe intradosul și respectiv extradosul profilului.

Factorii care influențează portanța sunt forma și dimensiunea radomului, viteza și direcția principală de mișcare față de fluid, densitatea fluidului, compresibilitatea și vâscozitatea acestora.

Fig. 1.1. Distribuția presiunii asupra radomului aflat în curentul de aer de viteză

Fig. 1.2. Distribuția forțelor care acționează asupra unui profil aerodinamic aflat în curentul de aer de viteză V

Forma exterioară a avionului, dimensiunile, motorizarea, organizarea structurală a componentelor sale îi influențează direct performanțele. Avionul este un aparat complex alcătuit în mod normal din următoarele subsisteme: structura de rezistență, sistemul de propulsie, echipamentele de bord și aparatele de comandă a zborului, instalațiile și mecanizarea aeronavei.

Ampenajele reprezintă elemente de echilibru, stabilitate și comandă. Ampenajele sunt compuse din: ampenajul vertical format din direcție care reprezintă partea fixă și derivă ce reprezintă partea mobilă și ampenajul orizontal format din stabilizator și profundor.

Fuselajul este partea aeronavei în care sunt amplasate cabina piloților, cabina pasagerilor, cala și cea mai mare parte a echipamentelor și instalațiilor de bord. El reprezintă partea centrală de care este legată aripa, ampenajele și trenul de aterizare. Fuselajul trebuie să aibă o rezistentă la înaintare minimă din acest motiv trebuie să aibă o formă aerodinamică și cât mai puține proeminențe [11].

Radomul este partea constructivă a avionului cu care începe fuselajul aparatelor de zbor și este construit, la ora actuală, din mase plastice armate și este destinat atât asigurării protecției echipamentelor de navigație aflate în zona sa, împotriva factorilor externi (ploaie, grindină,umiditate, altitudine, etc.) cât și să confere o formă aerodinamică pentru partea frontală a avionului. Materialele compozite din care este confecționat radomul trebuie să permită atât transmiterea cât și recepția fidelă a semnalelor emise / receptate de echipamentele de navigație aflate în zona sa.

Performanțele echipamentelor de navigație aflate în radom sunt strict legate de compromisul realizat între cele trei funcții prezentate mai sus, favorizarea uneia din ele producând neajunsuri celorlalte.

Stadiul actual al realizărilor în domeniu, legat de confecționarea radomului

În toamna anului 1934, firma germană GEMA a produs primul sistem radar pentru detectarea navelor maritime.

La 26 februarie 1935, Watson-Watt și asistentul sau Arnold Wilkins au efectuat o demonstrație privind detectarea unui avion aflat la o distanta de 8 mile (14Km) prin folosirea undelor radio.

În vara anului 1935 un radar a detectat la Königsberg, în Germania, un avion aflat la 28 Km distanță și 500 m altitudine, cu o precizie de 50 m.

Primele stații radar erau de dimensiuni mari și aveau urmatoarele caracteristici:

Frecvența: între 20 si 30 MHz;

Puterea maximă în impuls: 350 KW (mai târziu 750 KW);

Frecvența pulsurilor: 25 si 12,5 pulsuri/secundă;

Durata pulsului: 20 microsecunde.

Dezvoltarea ulterioară a echipamentelor radar a permis miniaturizarea acestora iar primul radar a fost amplasat pe avionul Bristol Blenheim în anul 1941.

Istoria radomului începe în perioada celui de-al doilea război mondial, odată cu apariția radarului montat pe avioane.

Necesitatea instalării radarelor pe avioanele militare, ulterior și pe cele civile, a impus crearea unui dispozitiv special care să-l protejeze și totodată să permită trecerea undelor electromagnetice emise și receptate de antena radar.

Amplasarea radarului în partea din fața a fuselajului avionului, impusă de cerința că fasciculul de unde electromagnetice să nu fie ecranate sau distorsionate de vreun obstacol a dus la perfectionarea construcției radomului. Funcției inițiale de protecție aerodinamică pentru sistemul radar i s-a adăugat caracteristica de transparență pentru undele electromagnetice de înaltă frecvență emise și receptate de acesta.

Dezvoltarea sistemelor radar de la un sistem fix pentru detectarea avioanelor inamice la sisteme complexe pentru observații meteorologice, și de predicție a schimbarii bruște a direcției vântului ca și cresterea preciziei și eficienței fasciculului de unde generate și receptate de acestea a condus la creșterea importanței radomului și la modernizarea sa atât in ceea ce priveste costrucția (formă, rezistență) cât și în ceea ce privește materialele utilizate. Astfel a fost necesar să se folosească în construcția radomului materiale speciale care să confere acestuia rezistența și rigiditatea impuse de solicitarile aerodinamice mari din structura anterioara a fuselajului avionului, dar si transparență maximă pentru undele radar, coroborată cu o greutate redusă.

In plus o a doua gamă de factori o reprezintă domeniul de utilizare al radarelor, care s-a extins, fiind folosit la diverse tipuri de aeronave,vehicule terestre, maritime si instalații de sol, fiecare din acestea necesitând forme, mărimi și caracteristici diferite, ceea ce a impus posibilitatea de a le fabrica ținând cont de aceste cerinte. Astfel se poate defini radomul ca fiind un carenaj aerodinamic care protejează o zonă față de mediul exterior, oferă transparență microundelor emise și receptate de sistemele radar încorporate și facilitează obținerea informațiilor meteorologice și topografice pentru aeronavă.

Radomul reprezintă o parte integrantă a avionului și trebuie să fie o piesă rezistentă, care să protejeze sistemul radar (antena), dar care să permită în acelasi timp accesul ușor în spațiul destinat radarului [12]. La proiectarea radomului se ia în considerare următoarele caracteristici:

Alegerea conceptului de realizare;

Cerințele referitoare la calitatea produsului;

Costurile de capital și cele operaționale (costurile ciclului de viață);

Economia de energie;

Siguranța;

Cerințe de rezistență;

Necesitățile și constrângerile impuse de condițiile de montaj;

Fiabilitatea, ușurința în operare și întreținere;

Problemele de mediu;

Cerințele reglementare.

Structura internă a radomului, de tip sandwich, este preferată de principalii constructori de avioane (Boeing și Airbus) și este formată din două învelișuri, înveliș exterior și înveliș interior, între care se află inima acestuia (tip fagure). Fiecare din aceste tipuri are avantajele și dezavantajele sale, constructorii optând pentru una din ele în funcție de facilitățile de procurare a diverselor materiale, de posibilitățile tehnologice de construcție, îmbinate cu obținerea unor piese care să fie performante funcțional și structural. In plus trebuie să permită o intreținere ușoară în exploatare și posibilitatea reparării unor mici avarii fără să se altereze caracteristicile conului, în special transmisia undelor. În prezent se folosește structura fagure tip NOMEX, fiind selectată această soluție pentru ușurința fabricației.

Fig.1.3. Secțiune prin perete tip sandwich, cu miez din structură fagure [13]

În continuare vor fi prezentate câteva modele de radomuri, utilizate pe câteva dintre avioanele folosite in prezent.

Pentru fiecare tip se vor enunța caracteristicile și performanțele radarelor montate pe aceste avioane.

Radomul pentru avionul „AWACS” (E-3)

Avionul AWACS (E-3) este un avion militar de supraveghere aeriană, cu funcții de comandă, control și comunicații pentru forțele aeriene de apărare și tactice (Fig. 1.4)

Fig.1.4. Avionul Awacs (E-3)

Testarea radomului pentru stabilirea eficienței transmisiei se face la frecvența de 9375 ±40 MHz, folosind sistemul de antena AS-653/APN-59. Pentru a stabili clasa de precizie a radomulului acesta trebuie testat la unghiurile de înclinare de +10°, 0° și -15° cu rotația pe azimut de la -90° la +90° pentru fiecare valoare a unghiului de înclinare. Media eficienței transmisiei nu trebuie să fie mai mică decât 85 % la fiecare unghi de înclinare, iar minima să nu fie mai mică decât 80 % la fiecare unghi de înclinare.

Fig. 1.5. Radom montat pe avionul Awacs (E-3)

Radom montat pe avionul Boeing B-52 „Stratofortress

Avionul Boeing B-52 „Stratofortress” este un avion militar strategic de bombardament, cu rază mare de acțiune, subsonic, cu motoare turboreactoare, în serviciul aerian al armatei americane (USAF) începând din 1955. (Fig. 1.6)

Fig.1.6. Avionul Boeing B-52 „Stratofortres

Fig. 1.7. Radomul montat pe avionul Boeing B-52

Testarea radomului pentru măsurarea eficienței transmisiei se face la frecvența de 16 ±0.102 GHz. Radomul se testează la un unghi de elevație între 0° și -40°, în zece pași, incrementul unghiului azimutal fiind 2.5°.

Radomul montat pe avionul Boeing KC 135 „Stratotanker

Fig. 1.8. Avionul Boeing KC 135 „Stratotanker”

Avionul Boeing KC 135 „Stratotanker” este destinat realimentării cu combustibil, în zbor a avioanelor militare. Este în serviciul forțelor militare aeriene americane începând din anul 1957.

Fig. 1.9. Radomul montat pe avionul Boeing KC 135 „Stratotanker”

Testarea radomului pentru măsurarea eficienței transmisiei se face la frecvența de 9375 ±40 MHz folosind sistemul de antena radar AS-653/APN-59. Radomul va fi testat la unghiul de înclinare de +10°, 0°, -15° cu rotație azimutală între -90° și +90° pentru fiecare valoare a unghiului de înclinare.

Media eficienței transmisiei trebuie să fie cel puțin 90% la fiecare unghi de înclinare, iar valoarea minimă a acesteia să nu fie mai mică decât 85% în aceleași poziții când radomul nu este acoperit cu un strat protector împotriva eroziunii produsă de ploaie. Pentru radomurile care au o astfel de acoperire de protecție media eficienței transmisiei trebuie să fie cel puțin 85%, iar valoarea minimă a acesteia să nu fie mai mică decât 80%, la fiecare unghi de înclinare.

Radom montat pe avionul Lockheed C-5A „Galaxy”

Avionul Lockheed C-5A „Galaxy”, este un avion de transport greu destinat transportului logistic al armatei americane, pentru operațiuni strategice. Testul radomului acestui avion se face la frecvența de 9375 ± 30 MHz.

Fig.1.10. Avionul Lockheed C-5A „Galaxy”

Radomul montat pe avionul Boeing 737-300

Fig.1.11. Avionul Boeing 737-300

Avionul Boeing 737-300 este un avion civil de transport mediu curier, având două motoare turboreactoare. Radomul montat pe acest avion este construit din fibră de sticlă cu miez din spumă de tip „Divinycell”. Testarea radomului pentru măsurarea eficienței transmisiei se face la frecvența de 9330 MHz.

Fig.1.12 Radomul montat pe avionul Boeing 737-300

Radomul montat pe avionul BAC 1-11

Fig. 1.13. Avionul BAC 1-11

Avionul BAC 1-11 este un avion de transport civil mediu curier, cu două motoare turboreactoare. Folosește un radar meteorologic care are rază de acțiune de aproximativ 300 km, cu frecvența de 9375 MHz, durata pulsului 2.5 microsecunde și frecvența pulsurilor de 400 pulsuri/secundă.

Radomul este construit dintr-o structură sandwich cu învelișurile, din exterior si interior, din fibră de sticlă și inima din fagure de hârtie impregnată (pentru seriile pana la 600).

Radomul montat pe avionul C-130 Hercules

Fig.1.14. Avionul C-130E Hercules (construit de firma Lockheed)

Avionul C-130E Hercules construit de firma Lockheed este un avion militar de transport, din dotarea armatei S.U.A. (începand din 1956), dar si a altor state.

Fig.1.15. Radomul montat pe avionul C-130 Hercules

Radomul avionului C130 Hercules este o structură cu perete cu rigidizori, și este proiectat și constuit de firma Hitco Carbon Composite. Testul pentru eficiența transmisiei se face la frecvența de 9375 ±40 MHz. Pentru fiecare radom valoarea medie a eficienței transmisiei nu trebuie să fie sub 90%, iar valoarea minimă să nu scadă sub 85%.

Tipuri de radomuri

La ora actuală radomurile sunt construite din mase plastice armate, proiectate în primul rând pentru a proteja echipamentele electronice, echipamentul radar și radio și pentru a permite o buna funcționare a sistemelor de transmisie și de recepție. Proprietatea electrică importantă a materialelor din care se construiesc radomurile și de care trebuie să se țină seama la alegerea unui astfel de material, este constanta dielectrică.

La radomurile care prezintă o structură tip sandwich, pentru o bună transmisie și recepție a radarului importante sunt grosime miezului (-lor) și grosimea suprafetelor. În momentul în care sunt necesare reparații ale radomului trebuie să țină cont de grosimea inițială a materialelor folosite, pentru ca structura originală și proprietățile electrice să fie menținute. Reparațiile trebuie făcute în asa fel încât ca în interiorul radomului să nu patrundă apă și ulei, care au efecte negative asupra eficienței transmisiei, iar în condiții extreme pot provoca pagube asupra structurii radomului.

Clasificarea radomurilor

Diferitele caracteristici și funcțiuni ale radomurilor avioanelor au determinat mai multe moduri de clasificare a acestora.

Clasificarea radomului dupa „eficiența transmisiei”

Fasciculul electromagnetic generat de antena radar străbate (ca undă emisă și receptată) o anumită suprafată, numită „fereastră” din radomul de protectie. Mărimea suprafeței respectivei ferestre este determinată de unghiurile de baleiere ale antenei radar pe azimut și elevație.

La trecerea prin peretele radomului se produc pierderi ale energiei semnalului, datorate reflexiei, difracției, absorbției, refracției și depolarizării undei electromagnetice.

Aceste efecte trebuie cunoscute pentru a putea fi reduse printr-o proiectare corespunzătoare a radomului.

Eficienta transmisiei este exprimată prin raportul dintre energia undelor care străbat peretele radomului și energia totală emisă (într-o transmisie fără radom).

În funcție de valoarea procentuală a eficienței, clasificarea radomurilor este urmatoarea:

Tabelul 1.2. Clasificarea radomului în funcție de valoarea eficienței transmisiei

Definitia eficienței transmisiei neglijează efectele din / în diferite direcții care se obțin în radom în timpul testului antenei.

Clasificarea radomului dupa frecventa semnalului

Tabelul 1.3. Clasificarea radomului după frecvența semnalului

Clasificarea dupa domeniul de utilizare

Tabelul 1.4. Clasificarea dupa domeniul de utilizare

Clasificare după stilul constructiv

Tabelul 1.5. Clasificare după stilul constructiv

Domeniile de utilizare pentru constructii de tip sandwich sunt:

Controlul traficului aerian

Radar meteorologic

Radar cu dispunere fazata

Radar pentru supraveghere secundară

Tipuri constructive

Radom Avion BN-2, varianta 1.

Radom Avion BN-2, varianta 2.

Radom Avion BN-2 TRILANDER

Materiale utilizate la contrucția radomului

Materialele compozite sunt materiale cu proprietăți anizotrope, formate din mai multe componente, a căror organizare și elaborare permit folosirea caracteristicilor cele mai bune ale componentelor, astfel încât materialul rezultat să posede proprietăți finale generale, superioare componentelor din care este alcătuit.

Principalele proprietăți ale materialelor compozite

– densitate mică în raport cu metalele (materialele compozite ce conțin în structura lor rășini epoxidice armate cu fibre de Si, B și C au densitate mică, aproximativ 2 g/cm3);

– rezistență mecanică la tracțiune, la impact și la încovoiere;

Având în vedere proprietățile deosebite ale materialelor compozite, acestea se utilizează în numeroase domenii:

– domeniul construcției de mașini (lagăre, rotoare de compresoare centrifugale, palete de ventilatoare, biele, scule așchietoare, scule pentru deformări la rece sau la cald etc.);

– domeniul aerospațial (structuri de aeronave, componente ale motoarelor funcționând în regim termic ridicat, sisteme de frânare etc.);

– domeniul transportului naval ( structuri pentru ambarcațiuni sportive și nave ușoare, elemente puternic solicitate ale motoarelor etc.);

– domeniul transportului rutier (caroserii pentru autovehicule, sistemul de alimentare cu combustibil, panoul de comandă, sistemul de frânare etc.);

– domeniul electronicii și electrotehnicii (componente pasive – piese diverse pentru imprimante, conductoare, conectoare, componente active – capsule pentru circuite integrate etc.);

– domeniul medical (proteze), casnic etc.

Dezvoltarea și diversificarea materialelor compozite

Acum aproape 60 de ani au început să fie utilizate materialele plastice armate cu fibre de sticlă datorită calităților lor deosebite față de cele ale materialelor clasice [59].

De obicei, cele mai importante considerente sunt cele aerodinamice deoarece trebuie să satisfacă condițiile restrictive cu ar fi: rezistența mecanică bună într-un interval cât mai mare de valori pentru temperaturile mediului, vibrații, rezistență la oboseală, rigiditate, greutate minimă și fiabilitate maximă.

Pentru a putea îndeplinii aceste conditii de a lungul timpului au apărut situații în care materialele tradiționale nu le-au putut satisface în totalitate singura opțiune este aceea de utiliza materiale noi cu proprietăti deosebite.

Însă petru a satisface cele mai noi cerințe au apărut materialele compozite, care reprezintă o nouă clasă de materiale cu o importanță tehnologică mare și ale căror aplicații cunosc în prezent o dezvoltare foarte mare în mai multe domenii de utilizare [14].

Materialele compozite sunt materiale noi și sunt realizate special pentru a avea proprietăți cum ar fi:

– rezistența mecanică la tracțiune și încovoiere;

– rezistența la coroziune;

– rezistența la acțiunea compușilor chimici;

– greutatea mică;

– stabilitate din punct de vedere dimensional;

– rezistența la impact;

– proprietățile izolatoare și estetice.

Principalul avantaj al materialelor compozite îl reprezintă raportul ridicat dintre rezistență și greutate.

Caracteristicile mai sus menționate au asigurat utilizarea pe scară largă a acestora, dar au și dezvoltat și susținut cercetările pentru a crea din ce în ce mai multe tipuri de materiale compozite cu proprietăți îmbunătățite. Preocupări pentru a crea aceste materiale cu performanțe din ce în ce mai bune există în toate țările dezvoltate. În figura 1.14 este prezentat consumul materialelor compozite in compoarație cu cel a produselor naturale si al metalelor până în anul 2010 [15].

Materialele compozite sunt alese din ce în ce mai mult în construcția structurilor ce prezintă performanțe deosebite și care au aplicabilitate în toate ramurile industriale.

În toate țările dezvoltate, materialele compozite au prioritate în dezvoltarea procesului tehnologic.

Apariția materialelor compozite și utilizarea lor în construcția structurilor de rezistență a impus atât determinarea caracteristicilor elastice și de rezistență ale compozitelor, cât și efectuarea unor calcule de rezistență în funcție de materialul ales.

Cele mai multe studii s-au facut pentru a determina care sunt principalele deteriorări ce pot să apară sub o anumită sarcină sau a efectului asupra capacității portante a structurilor, precum și analizei comportării compozitelor în condiții dificile de lucru. Acestea reprezintă numai o parte din aspectele abordate în ultimul timp de către cercetătorii în domeniu, numărul mare al lucrărilor apărute de a lungul timpului demonstrează există încă foarte multe probleme care ar trebui rezolvate în ceea ce privește materiale compozite [16].

Un material compozit este alcătuit dintr-un material de bază numit matrice, care are în general proprietăți slabe, dar are un preț scăzut dar ranforsat cu alte materiale, sub formă de fibre continue, fibre scurte sau particule, cu proprietăți mecanice, fizice sau chimice deosebite, dar au un preț de fabricație mai ridicat. Matricea într-un compozit înglobează ranforsantul și asigură un mediu relativ rigid care poate transfera efortul către componenții fibroși. Încărcarea este distribuită între matrice și ranforsant, matricea ținând fibrele la un loc și transferând efortul către fiecare fibră. În construcția materialelor compozite fibrele pot fi orientate în direcții diferite.

În funcție de forma și dimensiunile relative atât a componentei de armare cât și a structurii, materialele compozite se pot clasifica astfel: materiale compozite armate cu particule, materiale compozite filamentare, materiale compozite stratificate. În momentul de față, materiale compozite cu cea mai mare utilizare pot fi împărțite în trei grupe: materiale compozite cu matrice polimerică, materiale compozite cu matrice metalică, materiale compozite cu matrice ceramică.

Compozitele stratificate și armate cu fibre reprezintă categoria de compozite cea mai folosită la nivel mondial. Un material compozit stratificat și armat cu fibre se obține prin lipirea mai multor lamine cu orientări diferite ale fibrelor. Așezarea fibrelor în lamine sau grupuri de lamine se face în funcție de performanțele mecanice urmărite (rigiditate și rezistența la anumite solicitări cum ar fi tracțiune, încovoiere). Stratificatul este caracterizat prin numărul de lamine ce intră în alcătuirea sa, precum și prin unghiul α, care indică orientarea fibrelor în lamină.

Un stratificat are simetrie de tip oglindă, dacă lamine identice ca tip și de orientare a fibrelor se regăsesc simetric de o parte și de alta a planului xOy.

Caracteristici elastice ale unei lamine

Studiul structurii compozite cu o formă oarecare, constituită din materiale compozite stratificate și armate cu fibre continue, trebuie să îndeplinească următoarele caracteristicile elastice ale unei lamine [17]:

El – modulul de elasticitate longitudinal pe direcția fibrei (direcția Ol);

Et – modulul de elasticitate transversal al laminei (direcția axei Ot);

Glf – modulul de forfecare al laminei (în planul Olf);

νlf –coeficientul lui Poisson în planul Olf;

νlz – coeficientul lui Poisson în planul Otz.

Metode de analiză a unui laminat

laminele sunt perfect lipite împreună (cantitatea de rășină dintre lamine este foarte subțire și nu duce la forfecare în momentul încercării la încovoiere)

normala la mijlocul suprafeței aceasta rămânând dreaptă și normală la suprafață de mijloc.

Fig. 1.15 .Variația alungirii cu grosimea

Fibrele aflate în componența compozitelor sunt de mai multe tipuri: continue (unidirecționale, bidirecționale și multidirecționale), fibre tocate (Mat) și discontinue: unidirecționale și orientate la întâmplare.

Fibrele continue se clasifică la rândul lor în subcategoriile următoare: fibre unidirecționale (UD) și țesătură din fibre (Woven).

UD Plain Woven Twill Woven Satin Woven

Materiale compozite armate cu fibră de sticlă

Fig. 1.16. Fibre de sticlă cu grosimea de aproximativ 50μm [18]

Bazate pe o compoziție din aluminiu, oxid de calciu și borosilicate, fibrele produse din sticla “E” sunt considerate principalul material de ranforsare pentru compozitele cu matrice polimerică datorită proprietăților de bun izolator electric, afinității scăzute pentru umezeală și bunelor proprietăți mecanice. Alte compoziții includ sticla “S” cu rezistență mecanică, rezistență la caldură mai bune, precum și unele ranforsari din sticlă specializate, cu rezistență chimică mai bună, cum ar fi sticla AR, rezistenta la mediul alcalin.

Fibrele de sticla au în general o buna rezistență la impact dar au o greutate mai mare decât cele de carbon sau aramidice. Fibrele de sticlă au caracteristici excelente, egale sau mai bune decât ale oțelului în anumite forme. Valoarea mai scazută a modulului de elasticitate necesită tratamente speciale acolo unde rigiditatea este critică. Compozitele fabricate din acest material sunt foarte buni izolatori termici și electrici. Fibrele de sticlă sunt, de asemenea transparente la undele radio și sunt folosite pentru antene.

Fibrele de sticlă utilizate la armarea rășinilor termoplaste și termorigide se obțin din așa numita sticlă textilă formată din fire de urzeală și fire răsucite. Cea mai utilizată sticlă textilă folosită la armarea materialelor compozite polimerice este sticla de tip E nealcalină (cu o compoziție alcătuită din borosilicat de calciu și aluminiu). Aceasta se folosește datorită proprietăților lor mecanice, electrice și chimice foarte bune, precum și datorită prețurilor foarte scăzute. Forma finală a fibrelor poate varia de la fibre discontinue (striate, scurte sau lungi) la fibre continue în benzi răsucite, țesături, țesături neîncrețite și pliuri unidirecționale [19].

Tabelul 1.6 Proprietățiale principalelor tipuri de fibre de sticlă [19]

Fibrele de sticlă sunt măsurate cu ajutorul unei unități internaționale numită TEX, fiind un raport între greutate (în grame) și lungime (în kilometri).

Avantajele și dezavantajele utilizării materialelor compozite armate cu fibră de sticlă cost redus; densitatere mică, aproximativ 2.6 g/cm3, rigiditate moderată, rezistență mecanică bună, rezistență la coroziunea bună, proprietăți foarte bune de izolare, în lipsa vidului.

Fibrele de sticlă reprezintă între 80 – 85% din producția de fibre folosite pentru armarea materialelor plastice.

La temperaturi superioare celei de tranziție, sticla devine un lichid care poate fi ușor tras sub formă de fire de lungimi cu grosimi diferite, utilizând o filieră confecționată dintr-un aliaj Pt-Rh.

Fibrele de sticlă se pot folosi la temperaturi de până la 700C și prezintă următoarele caracteristici tehnologice importante :

rezistență mecanică și modul de elasticitate mari ;

conductivitate termică redusă ( 0,035…0,058 W/(mK)) ;

rezistență mare la coroziune (pentru un conținut total de oxizi alcalini mai mic de 1%)

higroscopicitate practic nulă.

Sticla cea mai utilizată pentru producerea fibrelor este sticla de tip E, cu densitatea de 2,55 g/cm3 și cu o compoziție apropiată de cea a eutecticului sistemului CaO-Al2O3-SiO2. Conținutul de oxizi alcalini se menține sub 1% pentru a asigura o rezistență mai bună la coroziune. Oxidul de bor introdus micșorează temperatura lichidă a sticlei în limite largi și se poate folosi pentru stabilirea temperaturii maxime de lucru a fibrei.

Se pot utiliza și alte tipuri de sticle care totuși nu s-au impus decât în mică măsură, cum ar fi sticlele de tip A (puțin rezistente la acțiunea apei), tip C(cu o rezistență remarcabilă la coroziunea provocată de acizi), tip D (cu densitate mică, 2,16 g/cm3, și o constantă dielectrică scăzută), tip M (cu duritate mare, determinată de oxidul de beriliu, BeO, introdus în proporție de 8%), tip S (cu o rezistență mecanică mare care se menține și la temperaturi înalte).

Materiale compozite armate cu fibre de carbon

Fig. 1.17 Fibre de carbon[61]

Este considerata fibra cu un conținut de cel puțin 90% carbon. Pentru descrierea fibrei cu un conținut mai mare de 99% carbon se folosește termenul de fibră grafitică. Astăzi, fibra de carbon este fibră domninată în industria materialelor compozite avansate. În ultimile doua decenii, proprietățile fibrelor de carbon au crescut spectaculos ca rezultat al cererii de materiale cât mai rezistente și căt mai ușoare, mai ales din partea industriei aerospațiale. Ca și raport rezistență/greutate, fibra de carbon reprezintă cel mai bun material ce poate fi produs la scară industrială în acest moment. Capacitatea mondială de producție înregistrează o continuă creștere de la apariția materialului până în prezent. Fibrele de carbon sunt mai costisitoare decât fibrele de sticlă, dar oferă o combinație excelenta de rezistență bună, greutate redusă și valori mari ale modulului. Rezistența la tracțiune a fibrei de carbon este egala cu a sticlei, în vreme ce modulul de elasticitate longitudinal al său este de trei până la patru ori mai mare decât al sticlei [20].

Fibra de carbon se poate folosi sub formă de filamente continue dar și fibre marunțite și tesături. Cele mai mari valori ale modulului de elsticitate și ale rezistenței se obțin folosind ranforsarea continuă unidirecțională. Firele nerăsucite din filamente de carbon continui conțin 1.000 pana la 75.000 filamente individuale, care pot fi țesute sau împletite sub formă de bobinaj și țesături hibride cu fibre de sticlă și aramidice.

Materialele compozite cu fibre de carbon sunt mai fragile (tensiunea la rupere este mai mică) decât cele cu fibre de sticlă sau aramidice. Pot determina coroziune galvanică dacă sunt folosite cu metale. Pentru prevenirea acesteia se folosește un material de barieră cum este sticla sau rășina.

Fibrele de carbon au un diametru de 5 -10 μm. Mai multe mii de fibre de carbon sunt răsucite împreună pentru a forma un fir care poate fi utilizat singur sau într-o țesătură. Ca și raport rezistență/greutate, fibre de carbon reprezintă cel mai bun material ce poate fi produs la scară industrială în acest moment.

Materialele de armare foarte flexibile, țesăturile din carbon și grafit au rezistențe mecanice foarte ridicate, densitate relativ scăzută și unele dintre ele au o deosebită rezistență la temperaturi înalte (2300˚C) [21].

În funcție de proprietățile mecanice ale fibrelor de carbon, acestea pot fi clasificate în:

Fibre de Carbon High Modulus (HM sau Tipul I) – modul de elasticitate mare,

Fibre de Carbon High Strength (HS sau Tipul II) – rezistență la tracțiune ridicată,

Fibre de Carbon Intermediate Modulus (IM sau tipul III) [22]

Tabelul 1.7. Proprietățiale principalelor tipuri de fibre de carbon

Avantajele fibrei de carbon

Materialele compozite confecționate din fibra de carbon sunt ușoare și rezistente. Acestea pot fi folosite pentru piese utilizate în construcția de mașini și camioane dar si avioane, bărci sau chiar biciclete deoarece oferă siguranță si ajută la obținerea unui bun coeficient de aerodinamicitate.

Dezavantajele fibrei de carbon

Confecționarea materialului din fibra de carbon este mult mai scumpă si nu poate fi adusă la forma inițială în cazul unui accident, comparativ cu oțelul sau aluminiul. Un alt dezavantaj ar mai fi acela ca, atunci cand píesele nu se mai pot folosi și trebuie înlocuite, componentele din plastic, oțel și aluminiu pot fi reciclate. Fibra de carbon însa nu este ușor de reciclat pentru a fi încă odatată utilizată la fabricarea de noi componente.

Producerea fibrelor de carbon din fibre organice constă, de obicei, din utilizarea ca materie primă a unor fibre precursoare polimerice, de tip acrilic, care, prin piroliză se transformă într-un material cu aceeași structură cristalină ca a grafitului natural. Se folosesc în mod curent fibre din poliacrilonitril, oxidate superficial la 200…300C timp de o oră.

Aliajele de aluminiu

Pentru obtinerea produselor laminate și extrudate din aliaje de aluminiu destinate industriei aeronautice se utilizează patru sisteme de aliaje Al-Mg (5.000), Al-Mg-Si (6.000), Al-Cu-Mg (2.000), Al-Zn-Mg-Cu (7000).

Dintre acestea, primul sistem conține aliaje fără durificare structurală, iar celelalte trei sisteme conțin aliaje cu durificare structurală, permițând obținerea de caracteristici mecanice superioare și fiind denumite aliaje de înaltă rezistență.

Aliajele de aluminiu de înaltă rezistență cu aplicațiile cele mai numeroase în aeronautică sunt cele care fac parte din sistemele Al-Cu-Mg (aliaje de tip dural) și Al- Zn-Mg-Cu (aliaje de tip zicral). Produsele laminate din aceste aliaje sunt tablele și benzile, iar produsele extrudate sunt barele, profilurile și țevile. Tablele și benzile se produc prin combinarea laminării la cald a lingourilor turnate semicontinuu și omogenizate cu laminarea la rece și sunt, în general, produse placate cu aluminiu sau, în cazul aliajelor de tip zicral, cu aliaj Al-Zn, pentru a se obține o rezistență mai bună la coroziunea atmosferică, dat fiind ca aceste aliaje sunt utilizate curent la fabricarea partilor exterioare ale navelor aeriene. Grosimea stratului placat pe fiecare față a tablelor va fi, în cazul aliajelor sistemului Al-Cu-Mg de 6% pentru grosimi ale tablelor de 0.4 – 0.8 mm, 4% pentru grosimi ale tablelor de 0.8 – 1.6 mm și de 2% din grosimea tablei pentru grosimi de 1.6 – 6 mm, iar în cazul aliajelor sistemului Al-Zn-Mg-Cu va fi de 3.25% pentru grosimi ale tablelor de 0.4 – 3.2 mm și de 1.5% pentru grosimi de 3.2 – 6 mm [23].

Caracteristici mecanice

Caracteristicile mecanice ale principalelor aliaje de aluminiu de înaltă rezistență utilizate în industria aeronautică sunt prezentate în tabelul 1.8. Aceste caracteristici variază în funcție de mai mulți factori dintre care cei mai importanți sunt compoziția chimică și starea structurală, gradul de deformare și direcția de curgere a materialului metalic în procesul de deformare plastic precum și tratamentele termice aplicate.

Tabelul 1.8. Proprietăți mecanice la temperatură ambiantă

În ceea ce privește influența elementelor de aliere s-a constatat că în aliajele binare Al-Cu cu 2-5% Cu și Al-Zn cu 3-7% Zn, magneziul ridică sensibil caracteristicile mecanice datorită formării compușilor intermetalici sub forma de particule precipitate, repartizate uniform în soluția de bază.

Textura

Atât la cald cât și la rece, mecanismul elementar de deformare a aluminiului și a aliajelor sale constă în deplasarea prin alunecare pe planul {111} în direcția <110>. Alunecarea începe în grăunții cei mai favorabili orientați, apoi, pe măsura creșterii tensiunii se extinde asupra tuturor celorlalti grăunți. Deformarea prin alunecare este însoțită de rotația fireascaă a rețelei cristaline în raport cu forțele exterioare.

În afară de aceasta, fiecare grăunte suportă acțiunea grăunților învecinați care îi obligă să-si modifice forma în conformitate cu schema de deformare a întregului produs sau a unei părti a acestuia. Ca urmare a rotațiilor convenite la un grad de deformare de 30 – 50 %, grăunții capătă o orientare finalăcare prin deformarea ulterioară nu se mai modifică sau se modifică foarte puțin.

Caracterul orientării finale depinde de schema de deformare aplicată și anume, de raportul deformațiilor principale ε1, ε2 și ε3. În virtutea simetriei procesului de deformare, grăuntele cristalin poate fi orientat cu o probabilitate egală în una din cele câteva direcții simetrice fata de direcțiile principale de deformație.Textura de deformare este descrisă, de obicei, cu ajutorul acestor orientări predominante, numite component ale texturii. Această descriere este incompletă deoarece nu stabilește dispersia orientărilor care poate să ajungă la circa 20-30°C.

Microstructura

Microstructura de deformare a semifabricatelor se formează ca urmare a doua procese: transformarea succesivă a microstructurii inițiale și crearea unor noi elemente specifice structurii de deformare. Primul proces constă în modificarea formei grăunților în conformitate cu schema de deformație dintr-o anumită zonă a secțiunii, iar al doilea în formarea noilor limite ale grăunților. O dovada a faptului că prin deformare apar noi limite o constituie experiențele de presare și de laminare a monocristalelor în urma cărora acestea s-au transformat în policristale.

Influența structurii inițiale moștenite este cu atât mai slabă cu cât este mai dezvoltat procesul de formare a noilor limite. Noile limite se formează în cazul în care este îngreunată modificarea formei inițiale a grăunților în forma finală și atunci când produsul are o anumită textură care se deosebește foarte mult față de textura semifabricatului.

Formarea intensă a noilor limite se remarcă, de exemplu, la deformarea grăunților turnați care au o formă complexă sau la refularea longitudinală a semifabricatelor presate. În ultimul caz actionează ambii factori întrucât textura de presare se deosebește foarte mult de textura de refulare.

Dacă direcțiile de alungire a grăunților la prima și a doua deformare coincid atunci limitele noi aproape că nu apar, iar noile dimensiuni ale grăunților sunt usor de calculat, știind vechile dimensiuni, schema de deformație și gradul de deformare.

De asemenea este puțin probabilă formarea noilor limite, atunci când grăunții din semifabricat sunt echiaxiali, iar o textura distinctă lipsește. Dacă până la deformare profilul transversal al grăunților a avut o secțiune rotundă cu raza r, atunci după deformare aceștia capătă formă de elipsoid cu dimensiunile axelor:

a= r ( 1+ ε1 ) ; b= r ( 1+ ε2 ) ; c= r ( 1+ ε3 )

Forma grăuntilor în produs corespunde schemelor locale de deformație. Astfel, în cazul barelor rotunde, în centrul acestora fibrele au o secțiune rotundă, iar în apropierea suprafeței exterioare au o secțiune alungită pe circumferință. Textura și forma grăunților sunt strâns legate întrucât ambele sunt determinate de tipul schemei de deformație.

Materiale folosite pentru miez

În componența unor materiale compozite, armătura este înlocuită cu un miez. Până de curând acestea erau semifabricate sub formă de plăci însă la ora actuală acestea au fost înlocuite cu semifabricatele sub formă de materiale de tip sandwich.

Miezul este sub formă de fagure și poate fi realizat din diferite materiale cum ar fi:

Balsa (este un arbore tropical cu lemn foarte ușor) – este utilizată la confecționarea miezurilor sub formă de fagure. Spre exemplu, balsa are o densitate de 0,12-0,20 kg/dm3 (uscat în aer) și prezintă o rezistentă foarte variabilă în funcție de sensul fibrei; un lemn balsa cu densitatea de 0,16 kg/dm3 rezistă la 120 daN/cm2 când fibra este paralelă cu efortul și numai la 8 daN/cm2 când fibra este dispusă perpendicular pe efort .

Spuma termorezistentă – sunt materiale din gama acetatului de celuloză, polistiren, poliuretan. Sunt foarte ușoare dar prezintă un dezavantaj foarte mare, au proprietăți mecanice scăzute și sunt atacate de rășinile poliesterice.

Spuma din PVC – spre exemplu spuma de polivinil poate fi comparată cu balsa deoarece prezintă caracteristici mecanice foarte bune.

CAPITOLUL 2

OBIECTIVELE TEZEI

Necesitatea confecționării radomului din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu

Teza de doctorat își propune să studieze un domeniu foarte important datorită utilității și mai ales al utilizării în cât mai multe sectoare ale industriei, și anume cel al confecționării unui radom din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu.

În acest sens, s-au urmărit două direcții principale:

Definirea unei noii soluții tehnice pentru radomul aeronavelor;

Studierea și implementarea unui nou material compozit stratificat care să fie folosit pentru învelișul radarului.

În vederea obținerii acestor obiective trebuie îndeplinite următoarele:

Realizarea unui studiu teoretic privind stadiul actual al realizărilor în construcțiile aeronautice care să cuprindă următoarele etape:

sintetizarea datelor din literatura de specialitate în domeniul studiat;

efectuarea unui studiu privind stadiul actual al construcției radomului din materiale compozite și evoluția lui de a lungul timpului;

stadiul actual al utilizării materialelor clasice cum ar fi aliajele de aluminiu, de titan sau oțel și care sunt tendințele viitoare privind industria aeronautică;

analiza stadiului actual al utilizării materialelor compozite.

Realizarea unui studiu teoretic privind necesitatea utilizării materialelor compozite din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu pentru confecționarea radomului.

Analiza materialelor compozite ce urmează a fi folosite.

Analizarea metodelor analitice de calcul pentru diferiți parametri.

Obiectivele prezentate mai sus conduc la o vedere de ansamblu privind industria aeronautică. Din literatura de specialitate privind studiile si analizele efectuate se pot trage urmatoarele concluzii despre tendințele actuale din acest domeniu, principalele direcții de cercetare și dezvoltare la nivel internațional.

Principalele obiective:

Alegerea, calculul, testarea și optimizarea materialelor utilizate pentru radom. În această etapă se vor dezvolta următoarele:

Alegerea materialelor pentru radom în urma analizelor efectuate în capitolele precedente. Materialele trebuie să aibă caracteristici mecanice cât mai bune.

Cercetarea și elaborarea metodelor de determinare a proprietăților mecanice la tracțiune și încovoiere ale materialelor compozite alese. Acestea se vor realiza prin testarea unor epruvete confecționate din materialele alese.

Analiza termogravimetrică a materialelor compozite utilizate în confecționarea radomului.

Testarea pentru eficiența transmisiei undelor emise și receptate de antena radar prin învelișul confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu.

Efectuarea unui studiu comparativ pentru un înveliș confecționat din fibră de sticlă și unul confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu privind testarea la impact.

În vederea sintetizării informațiilor mai sus prezentate și realizării unei mai bune viziuni asupra obiectivelor urmărite în cadrul acestei teze s-a realizat o schemă generală prezentată în tabelul de mai jos:

Fig. 2.1. Schema generala a obiectivelor tezei de doctorat

CAPITOLUL 3

METODE TEORETICE DE CALCUL AL PROPRIETĂȚILOR RADOMULUI

Teoria laminei plane

Realizarea calculelor de rezistență pentru materialul compozit realizat din fibră de sticlă, fibră de cabon etc. pentru a stabilii tensiunilor și deformațiilor, este una dintre principalele probleme cu care se confruntă cercetătorii în domeniu.

În metoda elementului finit se utilizează, ca punct de plecare, un model integral al fenomenului studiat. El se aplică separat pentru o serie de mici regiuni ale unei structuri continue obținute prin procedeul discretizării, denumite elemente finite, legate între ele în puncte numite noduri. Aceste elemente finite trebuie astfel concepute încât ansamblul lor să reconstituie cât mai fidel posibil structura reală analizată. În principiu, aceste legături trebuie astfel concepute încât să permită o convergență numerică către soluția exactă, atunci când structura este discretizată în elemente finite cu dimensiuni din ce în ce mai reduse [48].

Materialele compozite sunt livrate de obicei sub forma de straturi subțiri numite “straturi” sau lamine, care sunt suprapuse consecutiv formând un strat plan numit laminat. Un strat sau o lamină unidirecțională este un strat plan sau curb de fibre orientate într-o singură direcție și menținute împreună de materialul matriță, care susține aceste fibre. Încărcările perpendiculare pe suprafața lui se presupun nule. În timp ce comportarea materialelor izotropice poate fi descrisă prin două constante elastice (de regulă modulul lui Young și raportul Poisson) și o valoare a încărcării, un strat de compozit cu izotropie transversală este caracterizat de patru constante elastice (de rigiditate) și cinci parametri de încărcare în analiza bidimensională [25], [26], [27],[44].

Proprietățile materialului sunt definite pe direcția fibrei (direcția x) și perpendicular pe fibra (direcția y). Pentru fiecare din straturile unidirecționale, pe axele lor, cele patru constante ortotropice sunt modulul de tracțiune longitudinal Ex, modulul de tracțiune transversal Ey, raportul lui Poisson vx și modulul de forfecare Es.

Cei cinci parametri de rezistență pentru fiecare strat unidirecțional sunt :

rezistența la tracțiune longitudinala X;

rezistența la tracțiune transversală Y;

rezistența la compesiune longitudinală X’;

rezistența la compesiune transversală Y’și

rezistența la forfecare S.

Cele cinci teste inițiale de eșantion pentru determinarea experimentală a celor nouă constante de material sunt prezentate în figura 3.1.

În graficul încărcare σ – deformare ε, materialul e caracterizat de o pantă a graficului, care reprezintă rigiditatea materialului, și de punctul de rupere, care definește încărcarea maximă pe care materialul o poate suporta.

Fig. 3.1. Teste de esantion pentru determinarea celor nouă constante de caracterizare a unui material anizotropic

Generalități

Elementul finit tridimensional ce va fi prezentat, este special ales pentru a analiza structurile de tip placă, confecționate din materiale compozite stratificate și armate cu fibrede sticlă, carbon, bor etc..

Solicitările la care sunt supuse acestea sunt forțe care sunt concentrate în noduri, orientate pe cele trei direcții ale sistemului de axe Oxyz.

Fiecare lamină reprezintă un material compozit armat unidirecțional având direcția de armare caracterizată prin unghiul făcut de fibre cu axa Ox.

În mod normal dispunerea straturilor este simetrică ceea ce înseamnă că laminele identice sunt poziționate la distanțe egale față de un plan median care este situat la mijlocul stratificatului. Pentru această categorie de materiale compozite stratificate și armate cu fibre, sistemul de axe global Oxyz este situat în mijlocul stratificatului, așa cum este prezentat în figura 3.2.

Pentru lamine, sistemul de axe local Oltz este ales astfel încât axa Ol să fie pe direcția fibrelor de armare, axa Ot perpendiculară pe axa Ol și în planul laminei, iar axa Oz pe direcția normalei la planul laminei. Axa Oz este comună celor două sisteme de axe.

Fig. 3.2. Sistemul de axe al unui stratificat plan

Ipotezele referitoare la materialul, care urmează să fie luat în considerare în metodologia de calcul a matricei de rigiditate a elementului finit sunt următoarele:

– fiecare lamină se modelează sub forma unui mediu continuu, liniar elastic;

– laminele aflate în componența stratificatelor sunt ortotrope, paralele și lipite unele de celelalte;

– fibrele nu se examinează separat de matrice și nici stratul de rășină

– până la ruperea laminelor, îmbinările se consideră a fi ideale.

Matricea de elasticitate a unei lamine

Pentru fiecare material compozit (lamină) există o relație între tensiuni și deformații specifice care are următoarea formă [34], [35], [1], [36], [37]:

(3.1)

unde:

– și reprezintă vectorul deformațiilor specifice ale laminei, în coordonatele Oxyz;

– este matricea complianțelor raportată la sistemul de coordonateOxyz, având forma [1], [ 38], [39],[44]:

(3.2)

-reprezintă vectorul tensiunilor unei lamine, în coordonate locale, ale cărui componente se pot vedea reprezentate în figura 3.3.

Fig. 3.3 Componentele vectorului tensiunilor unei lamine în coordonate Oxyz

Deoarece, (3.3)

atunci rămân cinci constante elastice independente pentru caracterizarea elastică a unui material compozit ortotrop cu izotropie:

– El – modulul de elasticitate longitudinal al laminei, pe direcția fibrelor de armare;

– Et – modulul de elasticitate transversal al laminei, pe direcție normală pe cea a fibrelor;

– Glt – modulul de forfecare al laminei;

– lpt – coeficientul lui Poisson în planul Olt;

– tpz – coeficientul lui Poisson în planul Otz.

Aceste constante elastice pot fi determinate experimental sau analitic pentru că reprezintă datele de intrare în modelarea cu elemente finite.

Inversând relația (3.1) vom obține:

(3.4)

unde reprezintă matricea de elasticitate a unei lamine care este raportată la sistemul de coordonate Oxyz.

Matricea de elasticitate în coordonate Oxyz se obține prin particularizarea formei generale a matricei de elasticitate a unui material ortotrop (relațiile 3.4 și 3.5).

Forma matricei este următoarea:

(3.5)

Indicii 1, 2, 3 ai axelor de ortotropie au fost înlocuiți cu lp, tp și z, care reprezintă direcțiile axelor sistemului local al laminei.

După efectuarea calculelor se obține:

(3.6)

Raportată la sistemul de coordonate global Oxyz relația (3.4) devine:

{} = [D]{}. (3.7)

Dezvoltat, relația (3.7) are forma:

Proiectarea laminatului. Relații de calcul

Materialul se presupune linear și elastic astfel, rigiditatea lui este aceeași la tracțiune sau la compresiune. Pornind de la aceste patru constante elastice, pot fi proiectate, cu ajutorul teoriei laminei plane, un număr nelimitat de laminate diferite.

În mecanică, legea lui Hooke (relația 3.1) se referă la deformarea materialelor elastice supuse acțiunii forțelor. Această lege, presupune o variație liniara între efort și deplasare pentru solicitarea unidirecțională.

(3.8)

Relația efort-deformație în plan pentru lamină se reduce la:

Tensiunea longitudinală

(3.9)

(3.10)

Tensiunea transversală

(3.11)

(3.12)

Tensiune de forfecare

(3.13)

Pentru această epruvetă orientată unidirecțional a fost testată simultan sub trei tipuri de încărcare – longitudinală, transversală, și de forfecare, iar din suprapunerea deformărilor rezultă :

(3.14)

Ecuațiile de mai sus pot fi scrise și sub formă de matrice:

(3.15)

Definind matricea de rigiditate pentru încărcări plane, o altă formă a ecuației este:

(3.16)

Calculul matricei de rigiditate la încărcări plane Q pentru un singur strat unidirecțional este punctul de start al teoriei laminei plane, odată ce constantele au fost determinate experimental.

Cinematica reprezintă studiul mișcării și depinde numai de geometria obiectului studiat, nu și de proprietățile materialului din care e alcătuit acesta . De vreme ce laminatele din compozite sunt adesea structuri bidimensionale subțiri, teoria laminei plane este folosită pentru simplificarea comportării tridimensionale. Această teorie se concentrează pe comportamentul de întindere și încovoiere raportat la planul median al laminatului.

Presupunerea care formează cheia de bolta a acestei teorii este că o normală la acest plan median rămâne normală, dreaptă si nedeformată. Practic, straturile laminatului se presupun complet aderente unul la altul, nepermițând forfecare interlaminară.

Fig. 3.4. Încărcarea unui strat unidirecțional (a) și a unui strat deplasat față de axă (b)

(3.17)

Relația 3.17 reprezintă matricile de rigiditate cu deplasare față de axa asociată.

Îmbunătățirii aduse ecuațiilor plăcii lamina

În structurile compozitelor, structurile sandwich sunt folosite frecvent. Prin creșterea distanței între învelișurile de rezistență, un miez poate asigura cresterea rigidității la încovoiere fără o îngreunare semnificativă. Miezul este adesea idealizat în proiectarea laminatului; se presupune că el nu contribuie la rezistența laminatului sau la rigiditatea în plan, și că aderența dintre plăcile exterioare și miez este perfectă. Teorema axelor paralele poate fi folosită pentru a explica creșterea momentului de inerție pe care-l crează miezul prin deplasarea învelișurilor laminate de rezistența fată de planul median.

Odată ce învelișul laminat a fost dimensionat, pot fi făcute calcule suplimentare pentru a confirma că presupunerile legate de miez sunt valide.

CAPITOLUL 4

MATERIALE ȘI METODE UTILIZATE LA CONSTRUCȚIA RADOMULUI

La ora actuală radomurile sunt construite din mase plastice armate, proiectate în primul rând pentru a proteja echipamentele electronice, echipamentul radar și radio și pentru a permite o bună funcționare a sistemelor de transmisie și de recepție.

Materiale

În vederea construirii unui radom cu cele mai bune caracteristice s-au realizat trei tipuri de materiale care au fost testate utilizând diferite metode care vor fi detaliate in capitolele urmatoare.

Materialul compozit confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din spuma de polietilenă

Pentru confecționarea acestui material s-au testat separat epruvete din fibră de sticlă și fibră de carbon pentru a determina numărul optim de straturi care vor fi folosite în realizarea materialului.

Pentru determinarea celor mai bune proprietăți mecanice se vor realiza epruvete din fibră de sticlă cu 1, 2 și 3 straturi utilizând fibră de sticlă E-7781, rașină epoxidică Resin 1050 și întăritor Hardeners 1059 și epruvete din fibră de carbon preimpregnată Plain 200 cu 3, 4 și 5 straturi.

Materialele utilizate pentru acest stratificat sunt prezentate în Tabelul 4.1.

Tabel 4.1. Materiale folosite pentru confecționarea compozitului cu miez din spuma de polietilenă

Materialul compozit confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de hârtie

Pentru determinarea celor mai bune proprietăți mecanice se vor realiza epruvete din fibră de sticlă cu 1, 2 și 3 straturi utilizând fibră de sticlă Bx 300-1250, rașină epoxidică L20 și Liant EPH 161 și epruvete din fibră de carbon preimpregnată Plain 200 cu 3, 4 și 5 straturi.

Materialele utilizate pentru acest stratificat sunt prezentate în Tabelul 4.2.

Tabel 4.2. Materiale folosite pentru confecționarea compozitului cu miez din fagure de hârtie

Materialul compozit confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de aluminiu

Pentru determinarea celor mai bune proprietăți mecanice se vor realiza epruvete din fibră de sticlă cu 1, 2 și 3 straturi utilizând fibră de sticlă Bx 300-1250, rașină epoxidică L20 și Liant EPH 161 și epruvete din fibră de carbon preimpregnată Plain 200 cu 3, 4 și 5 straturi.

Materialele utilizate pentru acest stratificat sunt prezentate în Tabelul 4.3.

Tabel 4.3. Materiale folosite pentru confecționarea compozitului cu miez din fagure de aluminiu

Metode de realizare a materialelor compozite

Metoda formării prin contact

Formarea prin contact este procedeul cel mai comun de obținere a pieselor din material compozit. Metoda constă în aplicarea manuală succesivă a pliurilor din țesătură din fibră de sticlă și carbon și a rășinii catalizate. Procedeul se remarcă prin simplitatea tehnologiei și costurile reduse ale mulajelor folosite. Metoda prezintă însă următoarele dezavantaje: cadență scăzută, grosimea relativ neuniformă a pieselor, caracteristici fizico-mecanice medii ale materialului compozit, consum mare de manoperă și toxicitatea ridicată a postului de lucru.

Materiale necesare obținerii produselor stratificate obținute prin impregnarea fibrelor de sticlă cu rășini se depozitează în spații uscate, aerisite, ferite de surse de foc, radiații solare și intemperii, la temperaturi cuprinse între 5 – 25 °C.

Realizarea materialelor compozite mai sus menționate utilizând metoda formării prin contact s-a făcut conform fluxului tehnologic prezentat mai jos:

Pregatirea mulajului constă în următoarele etape:

Degresare cu metil-etil-cetonă;

Uscare;

Aplicarea unui strat de ceară;

Uscare 15 minute;

Lustruire;

Aplicarea unui strat de lichid demulant – alcool polivinilic 631;

Uscare.

Pregatirea țesăturii din fibră de sticlă/fibră de carbon

Se taie fibra luând în calcul și un adaos tehnologic de maxim 50 mm;

Uscare 1.5 h la 105±5ºC.

Prepararea rășinii

Se cântărește baza și întăritorul;

Omogenizare.

Impregnarea fibrei de sticlă/fibrei de carbon

Aplicarea unui strat de rasină;

Asezarea unui strat de fibră care va fi urmat de presare;

Se repetă operația de impregnare (rașină + fibră pană la obținerea grosimii finale).

Polimerizarea

Uscare inițială 24 h la 20-30ºC;

Uscare finală 7 zile la 20-30ºC.

Metoda formării sub vid

Este un procedeu similar cu cel de formare prin contact, cu diferența că în faza finală, când materialul este adus la grosimea corespunzătoare, se dispune pe exterior o peliculă subțire de celofan sau polivinil acetat care îmbracă forma. O pompă de vid va absorbi aerul dintre folie și materialul depus, mulându-se după matriță obținându-se astfel piesa finală.

Acestă metodă a fost folosită pentru realizarea materialului cu fagure de aluminium și în final al costrucției radomului. Pentru că în interiorul materialului a fost înglobat fagurele de aluminium acesta trebuie să beneficieze de o pregătire a suprafeței înainte, care constă în degresare alcalină într-o soluție de Oakite 61 B urmată de decaparea în Deoxidizer 6/16 timp de două minute (toleranța la timpul de decapare este de: ±30 secunde ) a metalului ce trebuie lipit. Fagurele de aluminiu trebuie apoi uscat la maxim140°F (60 °C ). După pregatire, fagurele de aluminiu trebuie să fie asamblată în maxim 7 zile, de la pregatirea de suprafață.

După ce fagurele este tratat acesta trebuie lipit pe suprafața laminatului cu grundul adeziv structural, în maxim 16 ore de la pregatirea de suprafață. Piesa confecționată este polimerizată în autoclavă. Fiecare piesă polimerizată în autoclavă, cu circulație de aer, va fi polimerizată timp de 90 – 150 minute la o temperatură de 250±10°F (121±5°C) și o presiune pozitivă. Când presiunea în autoclavă ajunge la 20 psi (0.7 atm), vacuumul va fi purjat în atmosferă. Viteza liniară de creștere a temperaturii va fi de minim 1°F /min (0.5°C/min), la maxim de 8° F/min (4°C/min). Piesa va fi racită până la 140°F (60°C) sub presiunea totală cu o viteză liniară maximă de scădere a temperaturii de maxim 8°F/min (4°C/min).

Temperatura, presiunea și vidul vor fi înregistrate permanent în timpul ciclului de polimerizare. Fiecare piesă aflată sub sacul de vid va fi verificată pentru pierderea vidului din 20 în 20 minute.

Metode de testare a materialelor compozite

Solicitarea la tracțiune

Solicitarea cea mai frecventă la care sunt supuse fibre în timpul prelucrării acestora, precum și în timpul utilizării produselor finite este cea de tracțiune. Solicitarea de tracțiune provoacă întotdeauna o deformație pe direcția de solicitare. Forțele de tracțiune la care sunt supuse fibrele în timpul prelucrării, sau utilizării sunt, de cele mai multe ori mai mici decât cele de rupere, dar pot provoca deformații ireversibile pronunțate. Asemenea deformații apar chiar după o primă solicitare, sau mai ales după solicitări repetate. În ambele cazuri mărimea lor este dependentă de timpul solicitării. Fiecare tip de fibră se caracterizează printr-un anumit mod de comportare la tracțiune, care trebuie cunoascut foarte bine pentru nu distruge parțial sau chiar total fibrele înainte de a le introduce în structura produsului finit. De asemenea, cunoșterea tuturor aspectelor cu privire la comportarea la tracțiune a fibrelor permite stabilirea celui mai adecvat amestec fibros, care să confere produsului finit proprietățile impuse de domeniul de utilizare al produsului.

Principiul metodei de tracțiune: Epruveta este alungită în lungul axei sale principale cu o viteză constantă, până la rupere sau până când tensiunea (sarcina) sau deformarea (alungirea) atinge o valoare prestabilită. În timpul încercării sunt măsurate sarcina (forța) suportată de către epruvetă și alungirea ei.

Epruvete

Formă și dimensiuni

Solicitarea la tracțiune s-a realizat pe epruvete dreptunghiulare cu taloane lipite conform figurii 4.1 cu dimensiunile prezentate în tabelul 4.4.

Fig 4.1. Epruvetă de tip dreptunghiular cu taloane

Tabel 4.4. Dimensiunea epruvetelor

Încercarea la încovoiere

Determinarea experimentală a epruvetelor s-a realizat conform standardului roman SR EN ISO 14125 Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăților de încovoiere. Metoda se utilizează pentru determinarea comportării la încovoiere a epruvetelor și pentru determinarea rezistenței la încovoiere, a modulului de elasticitate la încovoiere și a altor aspect legate de relația efort/deformație în condițiile date. Se aplică în cazul unei pârghii simplu rezemate, încărcată în trei sau patru puncte de încovoiere.

Modul de așezare și de încercare a epruvetei se alege astfel încât să se limiteze deformația la forfecare și să se evite ruperea prin forfecare interlaminară [161].

Epruveta, sprijinită ca o pârghie, este supusă la încovoiere cu viteză constantă, până la rupere sau până când deformația atinge o valoare prestabilită. În timpul încercării se măsoară forța aplicată pe epruvetă și săgeată. În cazul materialelor care au proprietăți fizice, de exemplu elasticitatea, dependente de direcție, epruvetele trebuie alese astfel încât, în timpul încercării, tensiunea de încovoiere să fie aplicată pe aceeași direcție în care materialele sunt solicitate.

Dacă într-o aplicație materialul este supus unei tensiuni pe o direcție specifică față de direcția principală, se recomandă ca materialul să fie încercat pe această direcție. În oricare dintre încercări grosimea epruvetei pe toată lungimea nu trebuie să aibă cu mai mult de 2% din grosimea medie. Abaterea maximă corespunzătoare pentru lățime este de 3%. Secțiunea transversală trebuie să fie dreptunghiulară și fără muchii rotunjite.

Testarea pentru eficiența transmisiei

Eficiența transmisiei este procentul de energie al microundelor, care trec prin radom. Acesta este de obicei măsurată pe diferite regiuni unghiulare. Se măsoară prin compararea nivelurilor de putere recepționate de o antenă de testare în două condiții diferite:

în primul rând, cu radomul instalat pentru a acoperi antena

în al doilea rând, fără radom.

Comportamentul la impact

Deteriorările la impact sunt unanim recunoscute ca fiind printre cele mai severe forme de deteriorare întâlnite în laminatele compozite. În timp ce, la impactul balistic aceste deteriorări sunt vizibile, impactul cu viteză mică este, de obicei, responsabil pentru deteriorări care sunt dificil de detectat cu ochiul liber – așa numitele deteriorări BVID (Barely Visible Impact Damage), dar care pot reduce dramatic capacitatea portantă a structurii.

Efectul deteriorărilor la impact, în mod special asupra rezistenței la compresiune este cunoscut de mai mult de 15 ani în cazul structurilor aeronautice compozite. Modul de lucru tradițional, de a lua în calcul deteriorările la impact, este de a limita deformația specifică admisibilă la compresiune la aproximativ 0.3%, în timp ce, materialul respectiv putea probabil suporta deformații de ordinul a 0.8-1% (cel puțin), în condiții de solicitare standard (umiditate și temperatură).

Testele executate pe epruvete au arătat reduceri semnificative ale rezistenței reziduale de compresiune (compression-after-impact strength CAI), putând ajunge la 70% pentru compozite cu rășini termorigide și mai puțin semnificative, de obicei, pentru rășini termoplastice.

Compozitele polimerice răspund la impact și disipă energia cinetică a proiectilului într-un mod diferit față de metale. Pentru cazul energiilor mici și intermediare de impact, metalele absorb energia cinetică a proiectilului prin deformații elastice și plastice. Deformațiile permanente care pot apare în acest caz, determină o micșorare redusă a capacității portante. Pentru energii mari de impact, poate avea loc perforarea sau ruperea structurii și trecerea proiectilului prin structură poate duce la ruperi neregulate, fisurare și fragmentare în zona perforată. Deși asemenea deteriorări vor reduce capacitatea portantă a structurii, efectele acestora pot fi evaluate folosind principiile mecanicii ruperii.

Pentru compozite, capacitatea de a înregistra deformații permanente este extrem de limitată, energia fiind absorbită în mod frecvent prin crearea unor arii mari de delaminare, care conduc la reducerea rezistenței și rigidității.

Analiza termogravimetrică

Analiza termogravimetrică (TGA) este o metodă analitică folosită pentru studierea stabilității termice a materialelor si pentru determinarea fracției de componente volatile prin monitorizarea modificării masei la încalzire. Măsurătorile pot fi efectuate în aer sau în atmosferă controlată de gaz inert, iar masa este înregistrată în funcție de temperatură. Această metodă se bazează pe analiza dependenței pierderii de masă in functie de temperatura unei probe de material când acesta este încălzit cu o viteză dată, constantă, până la finalizarea procesului de degradare (masa rămasă rămâne constantă cu creșterea temperaturii) – aprox. 900°C [H. G. Wiedemann, 1964]. Este o metodă larg utilizată în studiul materialelor polimerice, deoarece oferă informații asupra creșterii stabilității termooxidative a materialului, deci o îmbunătățire a performanțelor sale.

CAPITOLUL 5

DETERMINAREA CARACTERISTICILOR MECANICE PENTRU MATERIALELE COMPOZITE ALESE

În cadrul capitolului 5 este prezentată analiza proprietăților mecanice de material, rezultate în urma solicitării la tracțiune și încovoiere a trei tipuri de materiale compozite armate cu fibre de sticlă și fibre de carbon.

Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la tracțiune

Încercarea la tracțiune monoaxială este apreciată a fi cea mai importantă, dar și cea mai utilizată dintre încercările statice datorită simplității procedurii de obținere a unor caracteristici de rezistență și rigiditate. Caracteristicilor mecanice ale materialului compozit duc la determinarea gradului de durificare al compozitului, acesta depinzând de: fibre, matrice, proporția fibrelor încorporate în compozit, cantitatea de fibre încorporate în compozit. Cu cât fracția de volum a fibrelor din compozit este mai mare, curba caracteristică a compozitului va fi mai apropiată de rezistență fibrelor

Materiale

Pentru determinarea caracteristicilor mecanice prin încercarea la tracțiune s-au realizat două seturi de epruvete, unul din fibră de sticlă și unul din fibră de carbon.

Epruvetele din fibră de sticlă a fost realizat folosind fibră de sticlă E-7781, rășină epoxidică Resin 1050 și întăritor Hardeners 1059 cu 1, 2 și 3 straturi

Epruvetele din fibră de carbon au fost realizate din fibră de carbon preimpregnată Plain 200 cu 3, 4 și 5 straturi.

Aparatura utilizată

Aparatura utilizată este o mașină de încercat cu viteză de tracțiune constantă, conform ISO 527, constituită din: parte fixă, prevăzută cu bacuri de fixare a epruvetei și o parte mobilă prevăzută de asemenea cu bacuri de fixare a epruvetei și cu mecanismul de antrenare.

Mașina de încercare este de tipul LS100, prezentată în Figura 5.1, produsă de Lloyd’s Instruments, Marea Britanie.

Mașina de încercare prezintă următoarele specificații: domeniul de forță maximă: 100 kN; acuratețea vitezei de testare: <0.2%; cursa maximă: 840 mm; rezoluția sarcinii: <0.01% din celula de forța utilizată; rezoluția extensiei: <0.1 microni; celula de forță: XLC-100K-A1; software de analiză: NEXYGEN MT.

Mașina de încercare este prevăzută cu un extensometru care este utilizat pentru a determina variația relativă a lungimii de referință a epruvetei în fiecare moment al încercării.

Extensometrul trebuie să fie, lipsit de oricare influență din cauza inerției la viteza de încercare setată și trebuie să fie capabil să măsoare lungimea de referință cu exactitatea de 1 %, sau mai mare pentru valoarea măsurată. În cazul de față lungimea de referință este de 50 mm.

Epruvete

Formă și dimensiuni

Solicitarea la tracțiune s-a realizat pe epruvete dreptunghiulare cu taloane lipite conform ISO 527.

Figura 5.3. Epruvetă de tip dreptunghiular cu taloane

Tabel 5.1. Dimensiunea epruvetelor

Numarul de epruvete

Pentru încercarea la tracțiune s-au confecționat 5 epruvete pentru fiecare material dupa cum urmează:

– material compozit armat cu fibre de sticlă (E-7781), impregnat cu rășina epoxidică (Resin 1050) și întăritor (Hardeners 1059): 1 strat (5 epruvete), 2 straturi (5 epruvete); 3 straturi (5 epruvete);

– material compozit armat cu fibre de carbon pre-impregnate cu rășina epoxidică

(PLAIN 200): 3 straturi (4 epruvete), 4 straturi (4 epruvete); 5 straturi (4 epruvete).

Dimensiunea măsurată a epruvetelor

Înainte de efectuarea testării epruvetelor, s-au măsurat cu precizie dimensiunile secțiunii transversale și lățimea epruvetei; aceste dimensiuni s-au introdus ca date de intrare în calculatorul ce este conectat la mașina de testat, având un soft corespunzător care preia datele experimentale de la mașina de încercat și le prelucrează statistic. Epruvetele au fost prelevate din plăcii de diferite grosimii.

În tabelul 5.2. sunt prezentate caracteristicile geometrice ale epruvetelor realizate din fibră de sticlă și fibră de carbon supuse încercării la tracțiune.

Principiul de testare a epruvetelor

Epruveta se poziționează între cleme astfel încât axa ei longitudinală să fie aliniată cu axa mașinii de încercare. Clemele se strâng în mod regulat și ferm, pentru a evita alunecarea epruvetelor. Pentru a obține rezultate de calitate viteza de încercare folosită este v = 1 mm/min. În urma încercărilor se vor măsura deformația specifică maximă (εmax) și modulul de elasticitate la tracțiune (E).

În cadrul testelor, epruveta este alungită în lungul axei sale principale cu o viteză constantă, până la rupere sau până când tensiunea sau deformarea a atins o valoare prestabilită.

Solicitarea la tracțiune a materialului armat cu fibră de sticlă

Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibră de sticlă s-a realizat utilizând epruvete după cum urmează: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi. În urma solicitării la tracțiune s-au obținut următoarele rezultate:

Materialul compozit armat cu fibră de sticlă cu 1 strat

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu un strat sunt în Figura 5.4 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.3.

Tabel 5.3. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor composite cu un strat

În urma testelor se poate observa că epruveta cu numarul 4 prezintă un modul de elasticitate mai mare decât celelalte ceea ce înseamnă că rigiditatea este mai mare și deformarea mai redusă.

Material compozit armat cu fibră de sticlă cu 2 straturi

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu două straturi sunt în Figura 5.6 și datele obținute în urma încercării sunt rezumate în Tabelul 5.4.

Tabel 5.4. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor compozite cu 2 straturi

Material compozit armat cu fibră de sticlă cu 3 straturi

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu trei straturi sunt în Figura 5.8 și datele obținute în urma încercării sunt rezumate în Tabelul 5.5.

Tabel 5.5. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor compozite cu 3 straturi

Sinteza rezulatelor

În urma încercării la tracțiune pe cele trei tipuri de epruvete s-au obținut următoarele rezultate experimentale prezentate în tabelul 5.6.

Tabel 5.6. Sinteza rezultatelor obținute pentru materialul compozit armat cu fibră de sticlă

S-au ales epruvetele care au cea mai mare mare valoare pentru modulul longitudinal de elasticitate pentru că acestea prezintă cele mai bune proprietăți mecanice.

Calculul densității materialului compozit armat cu fibră de sticlă

Pentru a putea calcula densitatea materialului compozit ne vom folosi de caracteristicile geometrice ale epruvetelor solicitate la tracțiune (Tabel 5.7).

Se va calcula volumul fiecărei epruvete utilizând caracteristicile geometrice.

Sinteza rezultalelor

Tabel 5.8. Rezultatele obținute pentru volum și masă pentru epruvetele solicitate la tracțiune

Cu valorile pentru masă și volum obținute, au rezultat următoarele densități de material pentru compozitul armat cu fibră de sticlă:

Tabel 5.9. Densitatea materialului compozit armat cu fibre de sticlă

Valorile pentru coeficientul lui Poisson (ν) și modulul de elasticitate transversal (G) pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă se aleg asemănător unor materiale similare din literatura de specialitate, astfel: νfs=0.05 iar Gfs =4800 [MPa].

Solicitarea la tracțiune a materialului armat cu fibră de carbon

Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibră de carbon s-a realizat utilizând epruvete după cum urmează: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi. În urma solicitării la tracțiune s-au obținut următoarele rezultate:

Materialul compozit armat cu fibră de carbon cu 1 strat

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu un strat sunt în Figura 5.10 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.10.

Tabel 5.3. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor compozite armate cu fibră de carbon cu un strat

Materialul compozit armat cu fibră de carbon cu 2 straturi

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu un strat sunt în Figura 5.11 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.11.

Tabel 5.3. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor compozite armate cu fibră de carbon cu 2 straturi

Se observa că rezistența depinde de structura materialului.

Materialul compozit armat cu fibră de carbon cu 3 straturi

Rezultatele testelor de tracțiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu trei straturi sunt în Figura 5.12 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.12.

Tabel 5.12. Rezultatele obținute la tracțiune a materialelor compozite armate cu fibră de carbon cu 2 straturi

Sinteza rezulatelor

În urma încercării la tracțiune pe cele trei tipuri de epruvete s-au obținut următoarele rezultate experimentale prezentate în tabelul 5.13.

Tabel 5.13. Sinteza rezultatelor obținute pentru materialul compozit armat cu fibră de carbon

Calculul densității materialului compozit armat cu fibră de carbon

Pentru a putea calcula densitatea materialului compozit ne vom folosi de caracteristicile geometrice ale epruvetelor solicitate la tracțiune (Tabel 5.7).

Se va calcula volumul fiecărei epruvete utilizând caracteristicile geometrice.

Sinteza rezultalelor

Tabel 5.8. Rezultatele obținute pentru volum și masă pentru epruvetele solicitate la tracțiune

Cu valorile pentru masă și volum obținute, au rezultat următoarele densități de material pentru compozitul armat cu fibră de carbon:

Concluzii

Materialul compozit din fibră de carbon are o rezistență la tracțiune și un modul de elasticitate mult mai mare decât materialul compozit armat cu fibră de sticlă.

Din graficele prezentate s-a putut observa ca până în momentul ruperii curba este liniară și prin urmare nu există nicio schimbare în forma originală în timpul testului de tracțiune.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon (folosind fibre preimpregnate cu rășină) nu prezintă variații de grosime și densitate de-a lungul epruvetei în schimb la materialul compozit armat cu fibre de sticlă, fiind confecționat prin metode manuale, prezintă variații în grosime atât în lungul epruvetei,cât și între epruvetele de același fel. Acest fapt a condus la o dispersie mai mare a valorilor măsurate;

Atât la compozitul armat cu fibre de sticlă cât și la cel armat cu fibre de carbon, creșterea numărului de straturi duce la mărirea forței admisibile, mărirea tensiunii admisibile și a modulului de elasticitate longitudinal.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon prezintă proprietăți de rezistență mai bune, dar deformații admisibile mai mici decât cele ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon se pretează mai bine aplicării ca material de bază pentru învelișul aripii adaptive și în același timp prezintă o greutate specifică redusă;

Materialul compozit armat cu fibre de sticlă poate fi considerat ca o alternativă mai ieftină și în același timp cu greutatea totală echivalentă mai mare.

Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la încovoiere

Încercarea de încovoiere caracterizează comportamentul unui element structural subțire supus unei sarcini externe aplicată perpendicular pe axa longitudinală a elementului. Elementul structural (în cazul de față, epruveta) se presupune a fi astfel încât cel puțin una din dimensiunile sale să reprezinte un procent aproximativ de 1 / 10 sau mai puțin [57].

Metoda se utilizează pentru determinarea comportării la încovoiere a epruvetelor și pentru determinarea rezistenței la încovoiere, a modulului de elasticitate la încovoiere și a altor aspecte legate de relația efort/deformație în condițiile date. Se aplică în cazul unei pârghii simplu rezemate, încărcată în trei sau patru puncte de încovoiere. Modul de așezare și de încercare a epruvetei se alege astfel încât să se limiteze deformația la forfecare și să se evite ruperea prin forfecare interlaminară

Epruveta, sprijinită ca o pârghie, este supusă la încovoiere cu viteza constantă, până la rupere sau până când deformația atinge o valoare prestabilită. În timpul încercării se măsoară forța aplicată pe epruvetă și săgeată.

În cazul materialelor care au proprietăți fizice, de exemplu elasticitatea, dependente de direcție, epruvetele trebuie alese astfel încât , în cursul încercării, tensiunea de încovoiere să fie aplicată pe aceeași direcție ca aceea în care produsele sunt solicitate în serviciu.

În oricare dintre încercări grosimea epruvetei pe toată lungimea nu trebuie să aibă cu mai mult de 2% din grosimea medie. Abaterea maximă corespunzătoare pentru lățime este de 3%. Secțiunea transversală trebuie să fie dreptunghiulară și fără muchii rotunjite.

Determinarea experimentala a epruvetelor din materiale compozite s-a realizat conform standardului român SR EN ISO 14125 din 1998, Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăților de încovoiere [56]

Prezenta parte a ISO 14125 are la bază ISO 178, in care se regasesc caracteristicile materialelor plastice armate cu fibre. Se păstrează condițiile de încercare relevante pentru sistemele armate cu fibre de carbon și se extind condițiile de încercare din ISO 178 pentru a include atât modalitatea de încercare în trei puncte (metoda A), cât și încercarea în patru puncte (metoda B), dar și condițiile pentru compozitele pe bază de fibre de carbon.

Caracteristicile la încovoiere ale unei structuri compozite tip sandwich se determină utilizând bare de formă rectangulară decupate din plăci. Barele se sprijină liber, fiind încărcate la mijlocul deschiderii (metoda celor trei capete de apăsare).

Caracteristicile la încovoiere care se pot determina sunt:

Tensiunea de încovoiere și săgeata la rupere în cazul materialelor care se rup înainte de atingerea sau la atingerea săgeții convenționale;

Tensiunea de incovoiere pentru săgeata convențională a materialelor care nu se rup înainte de atingerea săgeții convenționale sau la atingerea săgeții convenționale;

Tensiunea de încovoiere pentru sarcina maximă, în cazul materialelor care ating sarcina maximă înaintea sau la atingerea săgeții convenționale;

Tensiunea de încovoiere la rupere sau pentru sarcina maximă, în cazul în care săgeata convențională este depăsită;

Modulul de elasticitate la încovoiere.

Materiale

Materialele compozite, utilizate pentru obținerea epruvetelor, au fost realizate sub forma unor plăci plane, de grosimi diferite.

Pentru primele epruvete încercate la rupere prin încovoiere, s-a realizat o placă din material compozit, din fibră de sticlă.

Epruvetele din fibră de sticlă a fost realizat folosind fibră de sticlă E-7781, rășină epoxidică Resin 1050 și întăritor Hardeners 1059. După depunerea celor 3, 4 sau 5 straturi, materialele au fost lăsate să polimerizeze la temperatura mediului ambient.

Cel de-al doilea set de epruvete care au fost încercate prin încovoiere, s-au realizat dintr-o placă din material compozit, din fibră de carbon.

Epruvetele din fibră de carbon au fost realizate din fibră de carbon preimpregnată Plain 200 cu 3, 4 și 5 straturi. În cazul materialelor studiate au fost supuse încercărilor un număr de patru epruvete pentru material compozit armat cu fibre de sticlă și patru epruvete pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon, astfel:

– material compozit armat cu fibre de sticlă (E-7781), impregnat cu rășina epoxidică (Resin 1050) și întăritor (Hardeners 1059): 3 strat (4 epruvete), 4 straturi (4 epruvete); 5 straturi (4 epruvete);

– material compozit armat cu fibre de carbon pre-impregnate cu rășina epoxidică (PLAIN 200): 3 straturi (4 epruvete), 4 straturi (4 epruvete); 5 straturi (4 epruvete).

Dimensiunea măsurată a epruvetelor

Înainte de efectuarea testării epruvetelor, s-au măsurat cu precizie dimensiunile secțiunii transversale și lățimea epruvetei; aceste dimensiuni s-au introdus ca date de intrare în calculatorul ce este conectat la mașina de testat, având un soft corespunzător care preia datele experimentale de la mașina de încercat și le prelucrează statistic. Epruvetele au fost prelevate din plăcii de diferite grosimii.

În tabelul 5.2. sunt prezentate caracteristicile geometrice ale epruvetelor realizate din fibră de sticlă și fibră de carbon supuse testelor la încovoiere.

Tabelul 5.9 Valorile parametrilor geometrici pentru solicitarea de încovoiere

Principiul de testare a epruvetelor

Epruveta, este sprijinită pe două rezeme (Figura 5.14) și este supusă la încovoiere cu viteză constantă, până la rupere. În timpul încercării sunt măsurate forța aplicată pe epruvetă și deformția specifică a acesteia (deplasarea unui punct situat la mijlocul distanței dintre punctele de sprijin).

Aceste măsurători sunt materializate într-un grafic forță – deformție specifică. Epruveta se consideră ruptă la prima cădere a graficului forță – deformție specifică.

Rezultatele încercărilor la încovoiere a epruvetelor din materiale compozite

Epruvetele au fost numerotate de la 1 la 4 pentru fiecare număr de straturi. Viteza de încercare a epruvetei este de 0,1mm/s, la temperatura mediului ambiant de 20ºC. Epruvetele trebuie sa aibă aceeași temperatură ca și mediul în care are loc încercarea.

Pentru fiecare epruvetă se realizează folosind un sistem automat de înregistrare graficul forță/deformație specifică.

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu 3 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu trei straturi sunt prezentate în Figura 5.15 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.10

Tabel 5.10. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de sticlă cu trei straturi

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu 4 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu trei straturi sunt prezentate în Figura 5.16 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.11.

Tabel 5.11. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de sticlă cu patru straturi

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu 5 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu trei straturi sunt prezentate în Figura 5.17 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.12.

Tabel 5.11. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de sticlă cu cinci straturi

Sintetizarea rezultatelor a materialului compozit armat cu fibră de sticlă solicitat la încovoiere

În Tabelul 5.12 este prezentată sinteza datelor experimentale obținute în urma încercării la încovoiere a epruvetelor cu fibre de sticlă (cu 3, 4 și 5 straturi). În Figura 5.18, se pot vizualiza în paralel rezultatele obținute la solicitarea de încovoiere pentru epruvetele din material compozit armat cu fibră de sticlă cu trei, patru și cinci straturi.

Tabelul 5.12 Sinteza rezultatelor obținute la încovoiere a materialului compozit armat cu fibră de sticlă

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu 3 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu trei straturi sunt prezentate în Figura 5.19 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.13

Tabel 5.13. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de carbon cu trei straturi

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu 4 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu patru straturi sunt prezentate în Figura 5.20 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.14.

Tabel 5.14. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de carbon cu patru straturi

Rezultalele soliciatării la încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu 5 straturi

Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu trei straturi sunt prezentate în Figura 5.21 și datele relative sunt rezumate în Tabelul 5.15.

Tabel 5.15. Rezultatele obținute la încovoiere a materialelor compozite din fibră de carbon cu cinci straturi

Sintetizarea rezultatelor pentru materialul compozit armat cu fibră de carbon solicitat la încovoiere

În Tabelul 5.16 este prezentată sinteza datelor experimentale obținute în urma încercării la încovoiere a epruvetelor cu fibre de carbon (cu 3, 4 și 5 straturi). În Figura 5.22, se pot vizualiza în paralel rezultatele obținute la solicitarea de încovoiere pentru epruvetele din material compozit armat cu fibră de carbon cu trei, patru și cinci straturi.

Tabelul 5.16 Sinteza rezultatelor obținute la încovoiere a materialului compozit armat cu fibră de carbon

Concluzii

În urma efectuării testelor la încovoiere se pot trage următoarele concluzii:

materialul compozit armat cu fibre de carbon are un comportament "casant" la solicitarea la tracțiune și un comportament “foarte elastic" la solicitarea la încovoiere;

La încovoiere cedează de obicei laminele exterioare, deoarece acestea prezintă cele mai mari alungiri specifice (tensiune și compresiune);

Există o imbunătățire semnificativă cu privire la rezistența și rigiditatea materialului armat cu fibră de carbon în comparație cu materialul compozit armat cu fibră de sticlă cu odată cu creșterea numărului de straturi. Acest lucru poate fi din cauza bunei aderențe între fibra de carbon și matrice.

În urma rezultatelor obținute la solicitările la tracțiune și încovoiere s-a ajuns la concluzia că numărul optim de straturi pentru construcția materialului compozit utilizat în confecționarea radomului este patru.

După stabilirea numărului optim de straturi s-au construit trei tipuri de materiale cu diferite umpluturi folosite ca miez între învelișul interior și cel exterior. Selectarea tipului de miez din varietatea mare de posibilități, s-a făcut luând în considerare ca acestea trebuie să aibă rezistență suficientă la deformare, având în vedere ca radomul este expus pe durata de serviciu la diverse surse de impact și trebuie să-și păstreze integritatea.

În continuare se vor prezenta cele trei tipuri de materiale care au fost testate la rândul lor la încovoiere și rezistența la impact.

Construcția materialului compozit din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de hârtie

În structurile compozitelor, structurile sandwich sunt folosite frecvent. Prin creșterea distanței între învelișurile de rezistență, un miez poate asigura cresterea rigidității la încovoiere fără o îngreunare semnificativă. Miezul este adesea idealizat în proiectarea laminatului; se presupune că el nu contribuie la rezistența laminatului sau la rigiditatea in plan, și că aderența dintre plăcile exterioare și miez este perfectă. Teorema axelor paralele poate fi folosită pentru a explica creșterea momentului de inerție pe care-l crează miezul prin deplasarea învelișurilor laminate de rezistența fată de planul median.

Odată ce învelișul laminat a fost dimensionat, pot fi facute calcule suplimentare pentru a confirma că presupunerile legate de miez sunt valide.

Pentru determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibra de sticlă, fibră de carbon și fagure de hârtie s-a realizat un material compozit folosind următoarele materiale prezentate în tabelul 5.17:

Tabelul 5.17 Materialele utilizate în confecționarea materialului compozit cu fagure de hârtie

Realizarea materialului

Primul pas în construcția materialului compozit este să se stabilească dimensiunile și să se realizeze o matriță din poliester armat cu fibră de sticlă în care să poată fi făcut materialul.

După realizarea matriței s-a confecționat un material cu următoarele dimensiuni: 104x75x24 mm din care s-au tăiat 5 eșsantioane (figura 5.23) cu dimensiunile:200x15x24 mm care urmează să fie testate la încovoiere utilizând metoda celor trei puncte.

Primul strat ranforsat al învelișului interior constă într-un voal de suprafață (greutate specifică recomandată între 20 și 40 g / m²) plus un strat de mat din fibră de sticlă GBX 300 L-1250. Aceasta s-a aplicat imediat după ce stratul de rășină s-a întărit, adică după 3 ore de la aplicarea acesteia.

S-a folosit o rășină epoxidică, Resin 1050 cu adaosul recomandat de peroxid de metil etil cetona și naftenat de cobalt.

Confecționarea matriței din fibră de sticlă

Primul strat de fibră de sticlă se umectează cu rășină și se aranjează astfel încât să urmeze conturul modelului fără straturi duble sau cute. După aproximativ 2 minute materialul de ranforsare (fibră de sticlă – Fig 5.24) se lasă să se impregneze cu rășină înainte să se înceapă laminarea cu un roller de metal pentru o impregnare totală și forțând astfel bulele de aer să iasă la suprafață. Impregnarea primului strat trebuie făcută cu mare atenție pentru a evita formarea bulelor de aer.

Figura 5.24. Construirea matriței pentru materialul compozit

După realizarea matriței se va confecționa materialul compozit armat cu fibră de sticlă și fibră de carbon folosind materialele mai sus menționate.

Pentru confecționarea materialul mai întai se vor realiza învelișul interior și cel exterior după care se va adăuga miezul din fagure de hârtie. Pentru a evita timpul îndelungat de polimerizare se va realiza materialul într-o etuva la temperatura de 130C cu o presiune pozitivă de lucru de maxim 4 bari. Viteza liniară de creștere a temperaturii va fi de 20C/minut Miezul trebuie să aibă grosimea cuprinsă între minim 13 mm și maxim 25 mm și vor fi alternate astfel încât să se obțină o grosime constantă a piesei..

Fiecare piesă va fi răcită până la 600C sub un vid de 560 mmHg cu o viteză liniară de scădere a temperaturii de maximum 40C/ minut.

Învelișul interior va fi confecționat din fibră de sticlă iar învelișul exterior din fibră de carbon preimpregnată (figura 5.25) pentru a realiza un material cu o rezistență mai bună și totodată un cost de fabricație cât mai redus.

Figura 5.25. Materialul compozit armat cu fibra de sticla, fibră de carbon și fagure de hârtie (NOMEX)

Rezultatele încercărilor la încovoiere în trei puncte asupra materialului cu miez din fagure de hârtie

În Tabelul 5.18 sunt prezentate valorile parametrilor geometrici ai epruvetei care a fost supusă încercării la încovoiere și viteza de încercare:

În cazul încovoierii, programul a calculat, în mod automat, valorile medii pentru: modulul de elasticitate longitudinal E (modulul de elasticitate); rigiditatea maximă, tensiunea la încovoiere etc. (Tabelul 5.19):

Tabelul 5.19 Sinteza rezultatelor obținute la încovoiere a materialului compozit armat cu fibră de carbon, fibră de sticlă și fagure de hârtie

Construcția materialului compozit din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din spumă de polipropilenă

Radomurile care sunt construite cu miez din spumă au ca proprietăți transmisivitatea superioară dată de transparența foarte mare pentru microunde, rezistența mare la avarii și comportament foarte bun în medii cu umiditate crescută, având absorbție de apă redusă.

În mod uzual se folosește spumă rigidă sau semirigidă vinilică din amestec polimeric de uree poliamidică aromatica și polimer vinil (Divinycell), acest tip înlocuind spuma poliuretanică utilizată în anii ′50-′60 și care avea slabe calități fizice.

Pentru acest studiu s-a realizat un material compozit sub formă de placă folosind materialele din tabelul 5.20:

Acest studiu ca și cel pentru materialul compozit cu miez din fagure de hârtie s-au realizat și testat pentru ca rezultatele să poată fi comparate cu materialul compozit cu miez din fagure de aluminiu.

Încercarea la încovoiere face prin metoda celor trei capete de apăsare a epruvetei de tip bară rectangulară obținută în urma decupării plăcii compozite. care are dimensiunile:180x100x20 mm.

Etapele urmărite în realizare materialului compozit armat cu fibră de sticlă, fibră de sticlă și miez din amestec de polipropilenă din care se vor preleva epruvete folosite pentru testarea la încovoiere:

s-a măsurat și debitat materialul ales, țesătura din fibră de sticlă cu grosimea de 280g/m2 și fibra de carbon preimpregnată după care s-au construit învelișurile interior și exterior prin metoda manuală prin suprapunerea a 4 straturi după cum s-a stabilit în urma testelor de tracțiune și încovoiere, în matrița din poliester armat cu fibră de sticlă unde a fost turnată progresiv o cantitate determinată de întăritor în amestec cu rășină;

placa compozită a fost depozitată și lăsată cel puțin 24 ore, la temperatură de 23°C iar umiditate a aerului de 50%;

după uscare, din noua placă compozită din figura 5.26. au fost debitate un număr de 5 epruvete, având caracteristicile geometrice prezentate în tabelul 5.21, așa cum se poate observa figura 5.27.

Tabelul 5.21. Valorile parametrilor geometrici ai epruvetei supuse la încovoiere

Viteza de testare

Viteza de testare reprezintă deplasarea bacului de prindere cu o anumită viteză reglabilă și constantă, care poate fi setată de utilizator, în cazul nostru fiind de 1mm/min.

Metoda de lucru

Având în vedere precizia de care este nevoie, dimensiunile epruvetelor se vor măsura cu ajutorul unui șubler electronic începând cu centrul epruvetei la o distanță de 5mm de la fiecare extremitate a lungimii de referință, după cum urmează: precizia lățimii b este de 0.1mm iar precizia grosimii h este de 0.02 mm.

Epruvetele utilizate la încovoiere au fost prelucrate prin frezare conform dimensiunilor impuse de standard. Încercarea la încovoiere s-a realizat cu ajutorul unei mașini de tipul LR5K Plus cu o forță maximă de 5 kN conectată la un calculator care prin intermediul softului NEXYGEN Plus care permite preluarea rezultatelor experimentale.

În figura 5.28., este prezentat graficul forță lungire pentru încercare la încovoiere a epruvetelor de tip sandwich, realizate din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din amestec de polipropilenă:

Tabelul 5.22 Sinteza rezultatelor obținute la încovoiere a materialului compozit armat cu fibră de carbon, fibră de sticlă și miez din amestec de polipropilenă

În urma testelor s-au calculat: modulul de elasticitate longitudinal E la încovoierea în trei puncte este mult mai mare decât modulul de elasticitate al materialului compozit armat cu fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de hârtie ceea ce clasează acest material spre folosire în construcția radomului.

Realizarea materialului compozit din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de aluminiu

Pentru a transmite în mod eficient semnalul emis miezul din fagure de aluminiu se asează pe direcția de propagare a undelor pentru a nu fi distorsionat atât mesajul emis cât și cel receptat.

Prin folosirea miezului din fagure de aluminiu se dorește să se demonstreze că acest material are cele mai bune proprietăți mecanice pe de o parte iar pe de altă parte este foarte rezistent la impact și la acțiunea factorilor externi cum ar fi condițiile meteorologice sau diferențelor de temperatură.

Pentru acest studiu s-a realizat un material compozit sub formă de epruvete folosind materialele din tabelul 5.23:

Tabelul 5.23 Materialele folosite pentru construcția materialului compozit din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de aluminiu

Etapele urmărite în realizare materialului compozit armat cu fibră de sticlă, fibră de sticlă și miez din fagure de aluminiu. În acest caz s-au confecționat direct epruvete deoarece există riscul ca fagurele să fie distrus în momentul tăierii cu freza iar acestea au fost construite urmând câtiva pași importanti:

s-a măsurat și debitat materialul ales, țesătura din fibră de sticlă și fibra de carbon preimpregnată după care s-au construit învelișurile interior și exterior prin metoda manuală de suprapunere a 4 straturi după cum s-a stabilit în urma testelor de tracțiune și încovoiere;

atât învelișul interior cât și cel exterior au fost depozitate și lăsate cel puțin 24 ore, la temperatură de 23°C iar umiditate a aerului de 50%;

după polimerizarea care a durat 7 zile pe ambele învelișuri s-a aplicat adeziv G30.3011 pentru a putea aplica fagurele de aluminiu între ele;

după 24 de ore de la aplicarea adezivului epruvetele (figura 5.29) au debitate, obținându-se un număr de 5 epruvete, având caracteristicile geometrice prezentate în tabelul 5.24

Tabelul 5.24. Valorile parametrilor geometrici ai epruvetei supuse la încovoiere:

În figura 5.31., este prezentat graficul forță lungire pentru încercare la încovoiere a epruvetelor de tip sandwich, realizate din fibră de sticlă, fibră de carbon și miez din fagure de aluminiu:

Tabelul 5.25 Sinteza rezultatelor obținute la încovoiere a materialului compozit armat cu fibră de carbon, fibră de sticlă și miez din fagure de aluminiu

Concluzii

În urma efectuării testelor s-au putut trage următoarele concluzii:

– materialele compozite multistrat prezintă proprietăți de rezistență mai bune decât dacă ar fi fost luat același număr de straturi separat. Aceasta se poate explica prin faptul că la nivel microscopic, lamina prezintă discontinuități de fibre și de rășina. În cazul unui material multistrat, eforturile sunt redistribuite în laminele înconjurătoare, astfel valorile admisibile fiind mai bune;

– în cazul epruvetelor din materiale compozite multistrat se observă: cedarea unei lamine, nu conduce direct la cedarea laminatului. Eforturile sunt redistribuite în straturile înconjurătoare. Rezistența reziduală a laminatului este însă redusă față de valoarea maximă obținută chiar înainte de cedarea primei lamine;

– la încovoiere cedează de obicei laminele exterioare, deoarece acestea prezintă cele mai mari alungiri specifice (tensiune și compresiune);

– se pot obține prin extrapolare, valori admisibile pentru materiale laminate compozite multistrat (care au în componență mai mult de cinci straturi);

CAPITOLUL 6

RADOM – CONCEPT ȘI TESTAREA LA IMPACT ȘI PENTRU EFICIENȚA TRANSMISIEI

Noțiuni introductive

Utilizarea materialelor compozite reprezintă o necesitate pentru firmele de aviație având în vedere tendința generală a producției de aviație de a înlocui pe scară tot mai mare materialele convenționale, cu materiale compozite.

Începând din 1960 pe avioanele B747 1% din greutatea totală a avionului era din materiale compozite.

Noile generații de avioane au mărit permanent proporția de materiale compozite în structura avioanelor Astfel, pe avioanele B757/B767 proporția de materiale compozite a crescut la cca 3%, pe avionul B777 proporția de materiale compozite a crescut la cca 12 %.

Programul Uniunii Europene – “Clean Sky” – Joint Technology Initiative (2006) prevede ca până în 2020 noile generații de avioane să crească procentul de materiale compozite până la 80 % din greutatea totală a unui avion. Același procent este propus și pentru avionul B787 care deja a ajuns să crească procentul de materiale compozite la 70%.

Definirea unei noi soluții de confecționare a radomului

Radomul reprezintă o parte integrantă a avionului, trebuie să fie o piesă rezistentă, care să protejeze sistemul radar (antena), dar care să permită accesul ușor în spațiul destinat radarului.

La proiectarea unui radom trebuie să se ia în considerare următoarele:

a) Alegerea conceptului de realizare;

b) Cerințele referitoare la calitatea produsului;

c) Costurile de capital și cele operaționale (costurile ciclului de viață);

d) Economia de energie;

e) Siguranța;

f) Cerințe de rezistență;

g) Necesitățile și constrângerile impuse de condițiile de montaj;

h) Fiabilitatea, ușurința în operare și întreținere;

i) Problemele de mediu;

j) Cerințele reglementare.

Alegerea conceptului de realizare

Structura internă a radomului, de tip sandwich, este preferată de principalii constructori de avioane (Boeing și Airbus) și este formată din două învelișuri, învelișul exterior și învelișul interior, între care se află inima acestuia (tip fagure sau sub formă de spumă).

Fiecare din aceste tipuri are avantajele și dezavantajele sale, constructorii optând pentru una din ele în funcție de facilitățile de procurare a diverselor materiale, de posibilitățile tehnologice de construcție, îmbinate cu obținerea unor piese care să fie performante funcțional și structural. În plus trebuie să permită o întreținere ușoară în exploatare și posibilitatea reparării unor mici avarii fără să se altereze caracteristicile radomului, în special transmisia undelor.

Pentru radomul propus de noi am folosit o structura tip sandwich prezentată în figura 6.1 cu miez din fagure aluminiu, soluția fiind selectată în scopul obținerii unui material cu rezistența foarte bună și deasemenea pentru ușurința fabricației.

Cerințele referitoare la calitatea produsului.

Pentru a îndeplini toate cerintele referitoare la calitatea produsului se va ține cont de ccele menționate în MIL-Q-9858 și anume:

Să fie ușoare

Rezistența mare la același raport de greutate în comparație cu materialele clasice;

Proprietăți ajustabile în direcția dorită;

Rezistență la coroziune

Rezistență la apă / impermeabilitate

Stabilitate dimensională bună

Cu o conductivitate termică scăzută

Cu coeficient scăzut de dilatare termică

Transparență pentru undele radar

Să fie izolatoare magnetice

Rezistență mare la impact

Să fie izolatoare electrice

Intreținere ușoară.

Să se poată repara local.

Să permită fabricarea atât a pieselor mici cât și foarte mari.

Finisarea suprafețelor să poată fi făcută la un nivel de calitate foarte bun.

Costurile de capital și cele operaționale (costurile ciclului de viață).

Trebuie să se țină seama că acesta trebuie să aibă o durată de viață cât a aeronavei pe care e montat, sau minim 500 ore de zbor.

Economia de energie

Se pot integra în proiect considerații referitoare la economisirea energiei, ca prevederi de reducere a controlului temperaturii și al umidității și prevederi de reducere a fluxului de aer în perioadele în care nu există activitate. Trebuie să se demonstreze capacitatea de refacere a condițiilor de operare în perioada de recuperare definită.

Pentru economisirea energiei, fluxul de aer din sistemele de ventilare poate fi redus în timpul perioadei de neoperare. Dacă sistemele de ventilare sunt oprite, trebuie să se ia în considerare riscul de contaminare inacceptabilă a camerei.

Siguranța.

Radomul nu tebuie să distorsioneze semnalul emis/receptat de antena radar. Forma și dimensiunile radomului nu trebuie să altereze performanțele aerodinamice ale avionului și să nu faciliteze deteriorarea structurii acestuia

Necesitățile și constrângerile impuse de condițiile de montaj.

Să permită accesul ușor, cu minimum de efort la aparatura din interior și de asemena trebuie să respecte condițiile de interschimbabilitate reglementate prin MIL I 8500

Problemele de mediu.

Produsele din materiale compozite sunt inactive chimic în atmosfera standard și în condițiile de zbor ale avionului.

Realizarea componentelor din aluminiu/ oțel presupune un consum foarte mare de energie, începând de la extragerea minereurilor până la obținerea pieselor finale comparativ cu cele din materiale compozite

Cerințele de reglementare sunt în concordanță cu următoarele specificații internaționale:

Cerințe de rezistență / structură conform MIL A 8860

Interschimbabilitate conform MIL I 8500

Federal Aviation Regulations (FAR), Subchapter C- Aircraft. 14 CFR Chapter 1, US Department of Transportation, Federal Aviation Administration, Washington D.C.

Realizare tehnologică conform MIL P 9400

Construcția radomului

Acțiuni necesare pentru execuția radomului

Analiza cerințelor pe care trebuie să le îndeplinească radomul;

După cum au fost prezentate pe larg în capitolul 1, asupra unei aeronave aflată în zbor acționează patru forțe care trebuie să se afle în echilibru. O forță în general poate fi interpretată ca o tragere sau o împingere asupra unui obiect într-o anumită direcție.

Cele patru forțe care acționeză asupra unei aeronave sunt: greutatea, tracțiunea, rezistența la înaintare și portanța.

Întocmirea proiectului de execuție al radomului;

Succesiunea de decizii în acest caz înseamnă de obicei luarea unei decizii preliminare asupra unei tehnici de fabricare, urmată de selecția unuia sau mai multor materiale, bazată pe cost și disponibilitate. Apoi se face o “calibrare” în funcție de rigiditatea, rezistența și durata de viață pentru fiecare material candidat. Alegerea materialului va depinde de minimizarea greutății sau a costului pe ciclul de viață al produsului, sau de o combinație a acestor două criterii. Rezultatul acestui proces este alegerea materialului și un plan preliminar. Acesta are suficiente detalii pentru a oferi încrederea că alegerea materialului este justificată, și conceptul de proiect este fezabil pentru materialul respectiv. Aceste valori sunt în general cele mai bune valori disponibile din specificațiile de material ale furnizorilor, publicate in documentația de specialitate, date din alte proiecte și din specificații de material. Alegerea materialelor s-au făcut după testarea amănunțită a acestora cum a fost prezentată în capitolul 5.

Stabilirea necesarului de echipamente, dispozitive și scule de atelier;

Fabricarea / procurarea echipamentelor, dispozitivelor și sculelor de atelier necesare pentru execuția radomului;

Execuție radom;

Validare radom.

Proiectarea structurilor din materiale compozite

În tabelul 6.2 sunt prezentate cerințele principale ce trebuie îndeplinite în momentul în care se realizează o structură din materiale compozite:

Materiale utilizate la execuția radomului

Materiale tehnologice directe

Materiale tehnologice auxiliare

– Ceară demulantă, tip: Traffic Wax.

– Demulanți lichizi, tip: Frecote 33 și APV 631.

– Acetonă tehnică

– Metil-etil-cetonă

– Pensule cu păr tare și moale

– Pânză din bumbac

– Hârtie abrazivă, granulație 180 – 320

– Pungi polietilenă

– Folie polietilenă

– Banda adezivă pe suport hârtie sau plastic

– Detergent

– Pâslă nețesută

Pe lângă aceste materiale s-a realizat un calapod pentru execuția învelișului interior și un calapod pentru execuția învelișului exterior.

Pentru a realiza cele două învelișuri a fost nevoie de a stabili dimensiunile radomului (figurile 6.2 și 6.3) pentru a știi exact cantitatea pentru fiecare material. Dimesiunile acestuia sunt 1274 mm în diametru și 846 în îmălțime

Procesul tehnologic

Formare laminat din fibră de sticlă și fibră de carbon (înveliș interior și exterior)

Pregătirea mulajului (figura 6.4) – constă în degresarea cu metil-etil-cetonă după care se lasă să se usuce. Pentru a fi foarte bine curățată se aplica un strat de ceara, urmat de lustruire după care se aplică două straturi de lichid demulant pentru a evita prinderea învelișului de mulaj.

Pregătirea țesăturii de fibră de sticlă și fibră de carbon .

Se va croi fibra de sticlă și fibra de carbon cu adaos tehnologic de 50 mm pe fiecare parte față de cantitatea necesară și se va usca 1.5 h la 105°C.

Preparare gelcoat

Aplicare gelcoat

Se va aplica un strat de gelcoat alb pentru evita diferența de culoare dintre fibra de sticlă și fibra de carbon după care se lasă la uscat pentru 24 de ore la temperatura camerei.

Prepararea rășinii de impregnare

Impregnarea fibrei de sticlă respectiv a fibrei de carbon. Se va repeta operația pentru fiecare strat de fibră care trebuie adăugat.

Polimerizarea laminatului se face printr-o uscare inițială timp de 24 de ore la 20 – 30°C urmată de uscarea finală timp de 7 zile la aceeși temperatură

Pregătirea miezului din fagure de aluminiu

Fagurele de aluminiu se croiește după șablon, tăind cu un cuțit bine ascuțit, pentru a stabili dimensiunile în direcția lungime-lățime. Pentru ajustarea grosimii se utilizează mașini de frezat cu viteză mare (cca. 20000 ture /minut), și scotch dublu adeziv pentru fixarea fagurelui pe masa mașinii după care urmează degresarea cu solvent organic (alcool izopropilc sau solvent nafta), care nu dizolvă adezivul fagurelui.

Asamblare radomului pe calapod

Pentru a putea asambla radomul și a avea o etanșare cat mai bună se aplică adeziv la suprafețele de îmbinare. Următorul pas este montarea fagurelui de aluminiu la învelișul exterior din fibră de carbon (figura 6.5) după care se montează învelișul interior din fibră de sticlă (figura 6.6).

Formarea sacului de vid

Se montează distribuitorul de vid și banda de etanșare pe conturul distribuitorului de vid la distanța de minim 50 mm;

Pentru formarea sacului de vid se montează succesiv pe radom:

– filmul demulant perforat;

– țesătura de jupuire;

– păturica de drenare a vidului din poliester;

– filmul sacului de vid; termocuplu tip J;

Schema de formare a sacului de vid este ilustrată în figura 6.8 conform PS 325300 iar schema de conctare a calapodului la sacul de vid este prezentată în figura 6.9.

Parametri de proces

Temperatura în zona de preparare și de aplicare a rășinii trebuie să fie 18 – 280C , iar umiditatea relativă: Hr = 35 – 55%.

Raportul de amestecare rășină de impregnare (se respectă indicațiile producătorului notate pe ambalaj și/sau în foaia de date).

Raportul de amestecare gelcoat (se respectă indicațiile producătorului notate pe ambalaj și/sau în foaia de date).

Timp de aplicare gelcoat (se respecta indicațiile producătorului notate pe ambalaj și/sau în foaia de date).

Timp de aplicare rășina de impregnare (s-a respectat indicațiile producătorului notate pe ambalaj și/sau în foaia de date).

Condiții de întărire gelcoat: minim 16h la temperatura de 18 – 280C.

Condiții de întărire rășina de impregnare: minim 24h la temperatura 18 – 280C.

Determinarea ferestrei active și eficiența transmisiei undelor emise și receptate

Având în vedere că scopul principal al tezei este „Cercetări privind îmbunătățirea caracteristicilor de exploatare a sistemelor electronice de navigație prin implementarea materialelor compozite cu miez din fagure de aluminiu în realizarea radomului, definirea geometriei acestuia se face pornind de la faptul că numai o anumită zonă din radom este “transparentă” pentru undele radar. Dacă transmisia radar este o undă continuă cu frecvența f0, unda reflectată va avea aceeași frecvență, dacă viteza relativă între radar și țintă este nulă, indiferent de rază. Oricum, cu cât raza țintei este mai mare și detectabilitatea ei mai scazută, semnalul reflectat va fi mai slab. Detectabilitatea caracterizează coeficientul de reflectare a undei radar de catre ținta.

Raza țintei poate fi obținută prin mai multe metode :

prin calcularea intervalului de timp dintre ecoul țintei detectate și unda transmisă

prin calculul diferentei de frecventa intre ecoul receptionat si unda transmisa in cazul modulatiei liniare a frecventelor.

Determinarea ferestrei active

Pentru radomul confecționat din material compozit de tip sandwich cu învelișul interior confecționat din fibră de sticlă și învelișul exterior confecționat din fibră de carbon și miezul din fagure de aluminiu s-a determinat fereastra activa folosind datele deja cunoscute pentru avionul C130 HERCULES ( Specificatiile tehnice IC 130A-3, IC 130B-3, IC 130H-3 desenele 354158-1, 368350 ).

Frecventa de testare este de 9375 ± 40 MHz. Specificatia de testare este AS 653/APN -59. Pentru determinarea ferestrei active s-au realizat măsurătorile la următoarele unghiuri: -15°, -10°, -5°, 0°, +5°, +10° și +15 grade pe înălțime și pentru 120° în azimut. Analizând zona în care fascicolul de frecvență 9375 MHz. traversează radomul și ținând cont de poziția axei de rotație a antenei radarului și de direcția acestuia rezultă o configurație a ferestrei active minime asa cum este prezentată în figura 6.10 și o fereastră activă prezentată în figura 6.11:

Conform datelor obținute rezultă că fereastra activă este situată în fața secțiunii de fuselaj 93.00 -30.00 și are axa de rotație a radarului localizată la secțiunea de fuselaj 90.00 și înălțimea de 13.68 sub intersecția dintre înclinarea zonei superioare a radomului și zona de îmbinare verticală a radomului cu fuselajul.

Eficiența transmisiei

Eficiența transmisie este procentul de energie al microundelor, care trec prin radom. Acesta este, de obicei, măsurată pe diferite regiuni unghiulare. Se măsoară prin compararea nivelurilor de putere recepționate de o antenă de testare în două condiții diferite: În primul rând, cu radomul instalat pentru a acoperi antena, și în al doilea rând, fără radom.

O cerință a sistemului de testare radomului este de a alinia antena în interiorul acestuia într-un sistem de axe cunoscut. Axele de rotație trebuie, de asemenea, să se potrivească cu sistemul actual [45]. Există mai multe configurații posibile pentru axa de testare a radomului. Una dintre caracteristicile principale ale fiecărei configurații este metoda de aliniere a antenei în interiorul radomului. Cele mai multe configurații se încadrează într- una din cele două grupe: suspendarea antenei în interiorul radomului astfel că mișcarea antenei este independent de mișcarea radomului, și montarea antenei pe o structură care se miscă împreună cu radomul [46].

Camera de testare

Testul pentru eficiența transmisiei a fost realizat cu ajutorul ,,Centrului de testare al aviației civile''. Camera de testare este o clădire cu dimensiunile exterioare 5.7 x 5.2 x 3.9 m (L x l x h), cu o adâncitură pentru poziționarea azimutului de 0.7 m. Astfel poate fi cu ușurință chiar instalat în interiorul radomului. Accesul în interiorul camerei se face printr-o ușă dublă cu dimesiunile 4.0 x3.3 m (W x H). De obicei, camera este construită ca sa nu ecraneze semnalul astfel încât nu există nici interacțiune/perturbare între semnalele radar din interiorul camerei și mediul exterior.

Temperatura în camera de testare trebuie să fie controlata și cuprinsă între 17 – 28 ° C ± 2 ° C. Antena radar este montată pe un poziționer cardanic, care are o deplasare de ± 88 ° în azimut și ± 33 ° în elevație (relativ în functie de tipul aeronavei). Un liniar automatizat de translatie de aproximativ 8 mm (reprezentând ¼ λ în banda X) este montat între antena radarului și suportul pe care este montat radarul.

Pentru început, radomul a fost testat pentru stabilitate și reproductibilitate. Aceasta înseamnă că toate combinațiile cardanice situate la 45 grade față de antenă) au fost măsurate în mod repetat, iar variația în varful unghiurilor fasciculului precum și în nivelul maxim de putere au fost comparate.

Repetabilitatea în vârful unghiului fasciculului s-a dovedit a fi mai mare de +/-0.1 grade. Variația puterii în vârful fasciculului în acest interval unghiular este de +/-0.02 dB sau mai mică de +/-0.5% între măsuratorile de referință. Repetabilitatea în nivelul de putere la vârful fasciculului este mai mare de +/- 0.05 dB.

După montarea radomului pe bacul de testare (figura 6.12) se va măsura eficiența transmisiei în 120 de puncte conform tabelului 6.4 pe toată suprafața acestuia iar graficul de eficiență se va determina doar pe porțiunea ferestrei active deoarece în această zonă se va amplasa antena radar.

Tabelul 6.4 Rezultatele măsurătorilor eficienței transmisiei

–––––––––––––––––––––––––

25-Mai-2015 12:15 FISA MASURATORI Pag. 1

TEST RADOM – FAGURE DE ALUMINIU

–––––––––––––––––––––––––

(mm) MASURAT NOMINAL TOL.INF. TOL.SUP. DEVIATIA SENS OBSERVATII

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT002

X -0.612 -0.649 -0.800 +0.800 0.037 –+*–

Y 579.800 579.941 -0.800 +0.800 -0.141 <–+–

Z 49.689 49.760 -0.800 +0.800 -0.071 -*-+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT003

X 2.291 2.183 -0.800 +0.800 0.108 –+–>

Y -572.362 -572.714 -0.800 +0.800 0.352 –+–>

Z 49.894 50.069 -0.800 +0.800 -0.175 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT004

X 125.400 125.388 -0.800 +0.800 0.012 –*–

Y -595.850 -596.055 -0.800 +0.800 0.205 –+–>

Z 49.897 49.996 -0.800 +0.800 -0.099 *–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT005

X 245.016 245.048 -0.800 +0.800 -0.032 –*+–

Y -594.588 -594.853 -0.800 +0.800 0.265 –+–>

Z 49.769 49.912 -0.800 +0.800 -0.143 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT006

X 374.112 374.182 -0.800 +0.800 -0.070 -*-+–

Y -567.481 -567.699 -0.800 +0.800 0.218 –+–>

Z 49.658 49.777 -0.800 +0.800 -0.119 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT007

X 515.749 516.011 -0.800 +0.800 -0.262 <–+–

Y -504.515 -504.981 -0.800 +0.800 0.466 –+–>

Z 49.298 49.619 -0.800 +0.800 -0.321 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT008

X 645.114 645.300 -0.800 +0.800 -0.186 <–+–

Y -401.693 -401.868 -0.800 +0.800 0.175 –+–>

Z 49.312 49.466 -0.800 +0.800 -0.154 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT009

X 742.688 742.959 -0.800 +0.800 -0.271 <–+–

Y -258.518 -258.633 -0.800 +0.800 0.115 –+–>

Z 49.166 49.336 -0.800 +0.800 -0.170 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT010

X 791.479 791.731 -0.800 +0.800 -0.252 <–+–

Y -116.759 -116.816 -0.800 +0.800 0.057 –+-*-

Z 49.110 49.256 -0.800 +0.800 -0.146 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT011

X 807.850 808.087 -0.800 +0.800 -0.237 <–+–

Y 18.602 18.595 -0.800 +0.800 0.007 –*–

Z 49.070 49.210 -0.800 +0.800 -0.140 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT012

X 791.104 791.362 -0.800 +0.800 -0.258 <–+–

Y 175.842 175.907 -0.800 +0.800 -0.065 -*-+–

Z 49.032 49.193 -0.800 +0.800 -0.161 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT013

X 734.123 734.385 -0.800 +0.800 -0.262 <–+–

Y 330.967 331.109 -0.800 +0.800 -0.142 <–+–

Z 49.040 49.221 -0.800 +0.800 -0.181 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT014

X 637.501 637.688 -0.800 +0.800 -0.187 <–+–

Y 459.755 459.955 -0.800 +0.800 -0.200 <–+–

Z 49.120 49.291 -0.800 +0.800 -0.171 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT015

X 475.157 475.291 -0.800 +0.800 -0.134 <–+–

Y 562.549 562.875 -0.800 +0.800 -0.326 <–+–

Z 49.223 49.433 -0.800 +0.800 -0.210 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT016

X 290.676 290.705 -0.800 +0.800 -0.029 –*+–

Y 610.450 610.700 -0.800 +0.800 -0.250 <–+–

Z 49.504 49.633 -0.800 +0.800 -0.129 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT017

X 136.127 136.116 -0.800 +0.800 0.011 –*–

Y 609.862 609.987 -0.800 +0.800 -0.125 <–+–

Z 49.729 49.791 -0.800 +0.800 -0.062 -*-+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT018

X -6.672 -6.768 -0.800 +0.800 0.096 –+–*

Y 520.617 520.877 -0.800 +0.800 -0.260 <–+–

Z 165.031 165.165 -0.800 +0.800 -0.134 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT019

X 155.174 155.163 -0.800 +0.800 0.011 –*–

Y 554.108 554.294 -0.800 +0.800 -0.186 <–+–

Z 164.901 164.994 -0.800 +0.800 -0.093 *–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT020

X 316.170 316.221 -0.800 +0.800 -0.051 -*-+–

Y 543.480 543.770 -0.800 +0.800 -0.290 <–+–

Z 164.677 164.833 -0.800 +0.800 -0.156 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT021

X 490.930 491.068 -0.800 +0.800 -0.138 <–+–

Y 478.730 478.991 -0.800 +0.800 -0.261 <–+–

Z 164.485 164.670 -0.800 +0.800 -0.185 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT022

X 649.988 650.239 -0.800 +0.800 -0.251 <–+–

Y 330.973 331.143 -0.800 +0.800 -0.170 <–+–

Z 164.355 164.540 -0.800 +0.800 -0.185 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT023

X 716.590 716.897 -0.800 +0.800 -0.307 <–+–

Y 181.933 182.013 -0.800 +0.800 -0.080 -*-+–

Z 164.308 164.505 -0.800 +0.800 -0.197 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT024

X 737.580 737.820 -0.800 +0.800 -0.240 <–+–

Y 18.968 18.966 -0.800 +0.800 0.002 –*–

Z 164.365 164.519 -0.800 +0.800 -0.154 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT025

X 698.607 698.857 -0.800 +0.800 -0.250 <–+–

Y -186.945 -187.030 -0.800 +0.800 0.085 –+–*

Z 164.438 164.602 -0.800 +0.800 -0.164 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT026

X 587.404 587.652 -0.800 +0.800 -0.248 <–+–

Y -362.771 -363.013 -0.800 +0.800 0.242 –+–>

Z 164.543 164.751 -0.800 +0.800 -0.208 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT027

X 382.452 382.678 -0.800 +0.800 -0.226 <–+–

Y -496.263 -496.787 -0.800 +0.800 0.524 –+–>

Z 164.664 164.988 -0.800 +0.800 -0.324 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT028

X 167.731 167.731 -0.800 +0.800 0.000 –*–

Y -539.069 -539.271 -0.800 +0.800 0.202 –+–>

Z 165.110 165.214 -0.800 +0.800 -0.104 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT029

X 3.879 3.799 -0.800 +0.800 0.080 –+-*-

Y -514.022 -514.271 -0.800 +0.800 0.249 –+–>

Z 165.240 165.374 -0.800 +0.800 -0.134 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT030

X 3.266 3.175 -0.800 +0.800 0.091 –+–*

Y -457.931 -458.196 -0.800 +0.800 0.265 –+–>

Z 271.730 271.869 -0.800 +0.800 -0.139 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT031

X 158.749 158.758 -0.800 +0.800 -0.009 –*–

Y -483.182 -483.719 -0.800 +0.800 0.537 –+–>

Z 271.422 271.716 -0.800 +0.800 -0.294 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT032

X 327.938 328.048 -0.800 +0.800 -0.110 <–+–

Y -452.710 -453.021 -0.800 +0.800 0.311 –+–>

Z 271.349 271.539 -0.800 +0.800 -0.190 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT033

X 505.804 506.184 -0.800 +0.800 -0.380 <–+–

Y -351.150 -351.608 -0.800 +0.800 0.458 –+–>

Z 270.974 271.336 -0.800 +0.800 -0.362 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT034

X 612.408 612.660 -0.800 +0.800 -0.252 <–+–

Y -220.011 -220.146 -0.800 +0.800 0.135 –+–>

Z 271.027 271.200 -0.800 +0.800 -0.173 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT035

X 654.569 654.824 -0.800 +0.800 -0.255 <–+–

Y -108.738 -108.799 -0.800 +0.800 0.061 –+-*-

Z 270.971 271.134 -0.800 +0.800 -0.163 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT036

X 670.276 670.565 -0.800 +0.800 -0.289 <–+–

Y 17.326 17.322 -0.800 +0.800 0.004 –*–

Z 270.916 271.095 -0.800 +0.800 -0.179 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT037

X 645.981 646.249 -0.800 +0.800 -0.268 <–+–

Y 181.916 182.005 -0.800 +0.800 -0.089 *–+–

Z 270.912 271.085 -0.800 +0.800 -0.173 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT038

X 551.151 551.379 -0.800 +0.800 -0.228 <–+–

Y 346.514 346.709 -0.800 +0.800 -0.195 <–+–

Z 270.955 271.146 -0.800 +0.800 -0.191 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT039

X 360.980 361.075 -0.800 +0.800 -0.095 *–+–

Y 468.281 468.517 -0.800 +0.800 -0.236 <–+–

Z 271.160 271.312 -0.800 +0.800 -0.152 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT040

X 207.021 207.046 -0.800 +0.800 -0.025 –*+–

Y 499.056 499.407 -0.800 +0.800 -0.351 <–+–

Z 271.292 271.463 -0.800 +0.800 -0.171 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT041

X 78.889 78.851 -0.800 +0.800 0.038 –+*–

Y 490.259 490.446 -0.800 +0.800 -0.187 <–+–

Z 271.503 271.602 -0.800 +0.800 -0.099 *–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT042

X -6.825 -6.874 -0.800 +0.800 0.049 –+*–

Y 465.818 465.983 -0.800 +0.800 -0.165 <–+–

Z 271.610 271.694 -0.800 +0.800 -0.084 *–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT043

X -9.721 -9.832 -0.800 +0.800 0.111 –+–>

Y 406.324 406.595 -0.800 +0.800 -0.271 <–+–

Z 380.186 380.340 -0.800 +0.800 -0.154 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT044

X 132.790 132.779 -0.800 +0.800 0.011 –*–

Y 440.233 440.428 -0.800 +0.800 -0.195 <–+–

Z 380.095 380.200 -0.800 +0.800 -0.105 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT045

X 296.125 296.192 -0.800 +0.800 -0.067 -*-+–

Y 422.178 422.411 -0.800 +0.800 -0.233 <–+–

Z 379.894 380.037 -0.800 +0.800 -0.143 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT046

X 433.302 433.456 -0.800 +0.800 -0.154 <–+–

Y 355.942 356.177 -0.800 +0.800 -0.235 <–+–

Z 379.732 379.912 -0.800 +0.800 -0.180 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT047

X 536.587 537.021 -0.800 +0.800 -0.434 <–+–

Y 248.279 248.557 -0.800 +0.800 -0.278 <–+–

Z 379.482 379.830 -0.800 +0.800 -0.348 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT048

X 589.025 589.349 -0.800 +0.800 -0.324 <–+–

Y 123.981 124.057 -0.800 +0.800 -0.076 -*-+–

Z 379.584 379.804 -0.800 +0.800 -0.220 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT049

X 599.736 600.018 -0.800 +0.800 -0.282 <–+–

Y 15.817 15.814 -0.800 +0.800 0.003 –*–

Z 379.638 379.816 -0.800 +0.800 -0.178 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT050

X 572.270 572.532 -0.800 +0.800 -0.262 <–+–

Y -141.788 -141.885 -0.800 +0.800 0.097 –+–*

Z 379.698 379.878 -0.800 +0.800 -0.180 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT051

X 466.836 467.046 -0.800 +0.800 -0.210 <–+–

Y -295.960 -296.193 -0.800 +0.800 0.233 –+–>

Z 379.826 380.018 -0.800 +0.800 -0.192 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT052

X 337.327 337.489 -0.800 +0.800 -0.162 <–+–

Y -381.203 -381.555 -0.800 +0.800 0.352 –+–>

Z 379.940 380.168 -0.800 +0.800 -0.228 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT053

X 147.024 147.023 -0.800 +0.800 0.001 –*–

Y -424.208 -424.427 -0.800 +0.800 0.219 –+–>

Z 380.257 380.369 -0.800 +0.800 -0.112 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT054

X 3.439 3.346 -0.800 +0.800 0.093 –+–*

Y -398.604 -398.882 -0.800 +0.800 0.278 –+–>

Z 380.350 380.509 -0.800 +0.800 -0.159 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT055

X 5.085 4.990 -0.800 +0.800 0.095 –+–*

Y -329.534 -329.785 -0.800 +0.800 0.251 –+–>

Z 500.499 500.643 -0.800 +0.800 -0.144 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT056

X 157.745 157.753 -0.800 +0.800 -0.008 –*–

Y -355.174 -355.424 -0.800 +0.800 0.250 –+–>

Z 500.347 500.494 -0.800 +0.800 -0.147 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT057

X 314.172 314.354 -0.800 +0.800 -0.182 <–+–

Y -311.322 -311.691 -0.800 +0.800 0.369 –+–>

Z 500.072 500.327 -0.800 +0.800 -0.255 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT058

X 443.686 443.971 -0.800 +0.800 -0.285 <–+–

Y -205.014 -205.246 -0.800 +0.800 0.232 –+–>

Z 499.917 500.173 -0.800 +0.800 -0.256 <–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT059

X 502.141 502.486 -0.800 +0.800 -0.345 <–+–

Y -95.406 -95.512 -0.800 +0.800 0.106 –+–>

Z 499.835 500.090 -0.800 +0.800 -0.255 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT060

X 517.748 518.090 -0.800 +0.800 -0.342 <–+–

Y 14.951 14.950 -0.800 +0.800 0.001 –*–

Z 499.808 500.051 -0.800 +0.800 -0.243 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT061

X 481.907 482.191 -0.800 +0.800 -0.284 <–+–

Y 174.529 174.675 -0.800 +0.800 -0.146 <–+–

Z 499.818 500.053 -0.800 +0.800 -0.235 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT062

X 348.156 348.321 -0.800 +0.800 -0.165 <–+–

Y 317.314 317.598 -0.800 +0.800 -0.284 <–+–

Z 499.938 500.158 -0.800 +0.800 -0.220 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT063

X 159.493 159.512 -0.800 +0.800 -0.019 –*+–

Y 373.046 373.687 -0.800 +0.800 -0.641 <–+–

Z 499.960 500.338 -0.800 +0.800 -0.378 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT064

X -12.501 -12.648 -0.800 +0.800 0.147 –+–>

Y 335.921 336.220 -0.800 +0.800 -0.299 <–+–

Z 500.338 500.520 -0.800 +0.800 -0.182 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT066

X -13.592 -13.807 -0.800 +0.800 0.215 –+–>

Y 265.300 265.683 -0.800 +0.800 -0.383 <–+–

Z 608.802 609.068 -0.800 +0.800 -0.266 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT067

X 114.347 114.323 -0.800 +0.800 0.024 –+*–

Y 304.854 305.216 -0.800 +0.800 -0.362 <–+–

Z 608.705 608.930 -0.800 +0.800 -0.225 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT068

X 247.162 247.295 -0.800 +0.800 -0.133 <–+–

Y 284.842 285.179 -0.800 +0.800 -0.337 <–+–

Z 608.539 608.798 -0.800 +0.800 -0.259 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT069

X 391.282 391.580 -0.800 +0.800 -0.298 <–+–

Y 170.427 170.622 -0.800 +0.800 -0.195 <–+–

Z 608.393 608.677 -0.800 +0.800 -0.284 <–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT070

X 437.206 437.527 -0.800 +0.800 -0.321 <–+–

Y 11.528 11.528 -0.800 +0.800 -0.000 –*–

Z 608.423 608.665 -0.800 +0.800 -0.242 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT071

X 361.782 362.090 -0.800 +0.800 -0.308 <–+–

Y -183.963 -184.242 -0.800 +0.800 0.279 –+–>

Z 608.476 608.783 -0.800 +0.800 -0.307 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT072

X 202.662 202.777 -0.800 +0.800 -0.115 <–+–

Y -279.344 -279.817 -0.800 +0.800 0.473 –+–>

Z 608.630 608.964 -0.800 +0.800 -0.334 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT073

X 96.549 96.522 -0.800 +0.800 0.027 –+*–

Y -285.877 -286.150 -0.800 +0.800 0.273 –+–>

Z 608.893 609.073 -0.800 +0.800 -0.180 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT074

X 1.170 0.981 -0.800 +0.800 0.189 –+–>

Y -257.907 -258.275 -0.800 +0.800 0.368 –+–>

Z 608.908 609.164 -0.800 +0.800 -0.256 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT075

X 3.416 3.213 -0.800 +0.800 0.203 –+–>

Y -202.495 -202.875 -0.800 +0.800 0.380 –+–>

Z 684.776 685.083 -0.800 +0.800 -0.307 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT076

X 132.017 132.027 -0.800 +0.800 -0.010 –*–

Y -234.849 -235.189 -0.800 +0.800 0.340 –+–>

Z 684.698 684.958 -0.800 +0.800 -0.260 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT077

X 247.514 247.684 -0.800 +0.800 -0.170 <–+–

Y -202.547 -202.857 -0.800 +0.800 0.310 –+–>

Z 684.558 684.834 -0.800 +0.800 -0.276 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT078

X 336.498 336.817 -0.800 +0.800 -0.319 <–+–

Y -119.348 -119.546 -0.800 +0.800 0.198 –+–>

Z 684.416 684.727 -0.800 +0.800 -0.311 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT079

X 374.969 375.386 -0.800 +0.800 -0.417 <–+–

Y 14.436 14.445 -0.800 +0.800 -0.009 –*–

Z 684.289 684.659 -0.800 +0.800 -0.370 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT080

X 323.967 324.256 -0.800 +0.800 -0.289 <–+–

Y 158.929 159.174 -0.800 +0.800 -0.245 <–+–

Z 684.356 684.679 -0.800 +0.800 -0.323 <–+–

–––––––––––––––––––––––––––

Punct:PT081

X 192.073 192.155 -0.800 +0.800 -0.082 -*-+–

Y 243.956 244.273 -0.800 +0.800 -0.317 <–+–

Z 684.535 684.795 -0.800 +0.800 -0.260 <–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT082

X 78.035 77.960 -0.800 +0.800 0.075 –+-*-

Y 247.088 247.410 -0.800 +0.800 -0.322 <–+–

Z 684.669 684.910 -0.800 +0.800 -0.241 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT083

X -13.752 -13.913 -0.800 +0.800 0.161 –+–>

Y 207.105 207.329 -0.800 +0.800 -0.224 <–+–

Z 684.817 685.012 -0.800 +0.800 -0.195 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT084

X -9.261 -9.640 -0.800 +0.800 0.379 –+–>

Y 151.224 151.675 -0.800 +0.800 -0.451 <–+–

Z 746.906 747.396 -0.800 +0.800 -0.490 <–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT085

X 91.194 91.135 -0.800 +0.800 0.059 –+-*-

Y 199.457 199.836 -0.800 +0.800 -0.379 <–+–

Z 746.961 747.283 -0.800 +0.800 -0.322 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT086

X 177.868 177.991 -0.800 +0.800 -0.123 <–+–

Y 193.444 193.857 -0.800 +0.800 -0.413 <–+–

Z 746.806 747.196 -0.800 +0.800 -0.390 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT087

X 287.288 287.646 -0.800 +0.800 -0.358 <–+–

Y 111.806 112.027 -0.800 +0.800 -0.221 <–+–

Z 746.698 747.102 -0.800 +0.800 -0.404 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT088

X 316.843 317.308 -0.800 +0.800 -0.465 <–+–

Y 10.920 10.928 -0.800 +0.800 -0.008 –*–

Z 746.624 747.094 -0.800 +0.800 -0.470 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT089

X 274.845 275.277 -0.800 +0.800 -0.432 <–+–

Y -109.529 -109.859 -0.800 +0.800 0.330 –+–>

Z 746.629 747.162 -0.800 +0.800 -0.533 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT090

X 141.226 141.267 -0.800 +0.800 -0.041 –*+–

Y -183.639 -184.027 -0.800 +0.800 0.388 –+–>

Z 746.967 747.313 -0.800 +0.800 -0.346 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT091

X 0.271 -0.049 -0.800 +0.800 0.320 –+–>

Y -143.743 -144.153 -0.800 +0.800 0.410 –+–>

Z 747.014 747.447 -0.800 +0.800 -0.433 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT092

X 0.175 -0.165 -0.800 +0.800 0.340 –+–>

Y -115.045 -115.402 -0.800 +0.800 0.357 –+–>

Z 771.938 772.378 -0.800 +0.800 -0.440 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT093

X 80.277 80.184 -0.800 +0.800 0.093 –+–*

Y -158.137 -158.544 -0.800 +0.800 0.407 –+–>

Z 771.908 772.305 -0.800 +0.800 -0.397 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT094

X 181.141 181.308 -0.800 +0.800 -0.167 <–+–

Y -149.750 -150.212 -0.800 +0.800 0.462 –+–>

Z 771.710 772.201 -0.800 +0.800 -0.491 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT095

X 266.033 266.408 -0.800 +0.800 -0.375 <–+–

Y -77.414 -77.648 -0.800 +0.800 0.234 –+–>

Z 771.606 772.100 -0.800 +0.800 -0.494 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT096

X 290.768 291.246 -0.800 +0.800 -0.478 <–+–

Y 12.361 12.371 -0.800 +0.800 -0.010 –*–

Z 771.542 772.056 -0.800 +0.800 -0.514 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT097

X 255.228 255.725 -0.800 +0.800 -0.497 <–+–

Y 113.429 113.809 -0.800 +0.800 -0.380 <–+–

Z 771.393 772.070 -0.800 +0.800 -0.677 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT098

X 163.806 163.924 -0.800 +0.800 -0.118 <–+–

Y 172.775 173.226 -0.800 +0.800 -0.451 <–+–

Z 771.678 772.150 -0.800 +0.800 -0.472 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT099

X 72.033 71.915 -0.800 +0.800 0.118 –+–>

Y 172.323 172.732 -0.800 +0.800 -0.409 <–+–

Z 771.844 772.244 -0.800 +0.800 -0.400 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT100

X -9.191 -9.727 -0.800 +0.800 0.536 –+–>

Y 121.723 122.218 -0.800 +0.800 -0.495 <–+–

Z 771.695 772.338 -0.800 +0.800 -0.643 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT101

X -3.695 -4.295 -0.800 +0.800 0.600 –+–>

Y 83.257 83.656 -0.800 +0.800 -0.399 <–+–

Z 800.305 801.061 -0.800 +0.800 -0.756 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT102

X 59.719 59.496 -0.800 +0.800 0.223 –+–>

Y 137.101 137.580 -0.800 +0.800 -0.479 <–+–

Z 800.415 800.985 -0.800 +0.800 -0.570 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT103

X 161.310 161.470 -0.800 +0.800 -0.160 <–+–

Y 140.996 141.463 -0.800 +0.800 -0.467 <–+–

Z 800.290 800.881 -0.800 +0.800 -0.591 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT104

X 229.544 229.926 -0.800 +0.800 -0.382 <–+–

Y 92.481 92.778 -0.800 +0.800 -0.297 <–+–

Z 800.228 800.821 -0.800 +0.800 -0.593 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT105

X 257.412 257.943 -0.800 +0.800 -0.531 <–+–

Y 13.183 13.200 -0.800 +0.800 -0.017 –*+–

Z 800.140 800.809 -0.800 +0.800 -0.669 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT106

X 221.309 221.795 -0.800 +0.800 -0.486 <–+–

Y -85.587 -86.003 -0.800 +0.800 0.416 –+–>

Z 800.114 800.867 -0.800 +0.800 -0.753 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT107

X 135.668 135.742 -0.800 +0.800 -0.074 -*-+–

Y -130.651 -131.110 -0.800 +0.800 0.459 –+–>

Z 800.439 800.964 -0.800 +0.800 -0.525 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT108

X 41.188 40.886 -0.800 +0.800 0.302 –+–>

Y -111.526 -112.013 -0.800 +0.800 0.487 –+–>

Z 800.429 801.056 -0.800 +0.800 -0.627 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT109

X 2.532 2.011 -0.800 +0.800 0.521 –+–>

Y -75.644 -76.040 -0.800 +0.800 0.396 –+–>

Z 800.387 801.087 -0.800 +0.800 -0.700 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT110

X 2.080 1.812 -0.800 +0.800 0.268 –+–>

Y -48.266 -48.408 -0.800 +0.800 0.142 –+–>

Z 812.785 813.148 -0.800 +0.800 -0.363 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT111

X 76.295 76.116 -0.800 +0.800 0.179 –+–>

Y -88.280 -88.746 -0.800 +0.800 0.466 –+–>

Z 829.318 830.082 -0.800 +0.800 -0.764 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT112

X 164.666 164.934 -0.800 +0.800 -0.268 <–+–

Y -80.393 -80.902 -0.800 +0.800 0.509 –+–>

Z 829.073 829.990 -0.800 +0.800 -0.917 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT113

X 207.693 208.201 -0.800 +0.800 -0.508 <–+–

Y -32.679 -32.888 -0.800 +0.800 0.209 –+–>

Z 829.030 829.935 -0.800 +0.800 -0.905 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT114

X 216.243 216.787 -0.800 +0.800 -0.544 <–+–

Y 10.489 10.493 -0.800 +0.800 -0.004 –*–

Z 828.998 829.918 -0.800 +0.800 -0.920 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT115

X 176.156 176.596 -0.800 +0.800 -0.440 <–+–

Y 90.025 90.613 -0.800 +0.800 -0.588 <–+–

Z 828.695 829.861 -0.800 +0.800 -1.166 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT116

X 72.078 71.864 -0.800 +0.800 0.214 –+–>

Y 102.696 103.185 -0.800 +0.800 -0.489 <–+–

Z 829.139 829.964 -0.800 +0.800 -0.825 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT117

X 4.577 4.374 -0.800 +0.800 0.203 –+–>

Y 2.304 2.294 -0.800 +0.800 0.010 –*–

Z 825.310 825.600 -0.800 +0.800 -0.290 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT118

X 38.922 38.415 -0.800 +0.800 0.507 –+–>

Y -2.250 -2.318 -0.800 +0.800 0.068 –+-*-

Z 845.974 846.924 -0.800 +0.800 -0.950 <–+–

–––––––––––––––––––––––––

Punct:PT119

X 139.542 139.733 -0.800 +0.800 -0.191 <–+–

Y 75.774 76.259 -0.800 +0.800 -0.485 <–+–

Z 845.717 846.805 -0.800 +0.800 -1.088 <–+–

–––––––––––––––––––––––––Punct:PT120

X 185.378 185.878 -0.800 +0.800 -0.500 <–+–

Y 9.894 9.893 -0.800 +0.800 0.001 –*–

Z 845.691 846.772 -0.800 +0.800 -1.081 <–+–

În cazul radomului cu miez din fagure de aluminiu, acesta trebuie așezat pe direcția de propagare a undelor pentru a nu distorsiona mesajul. În mod normal aluminiu introdus în structura radomului ar fi ecranat undele emise de antena radar dacă fagurele de aluminiu nu ar fi fost montat cu alveolele pe direcția de propagare a undelor.

În tabelul 6.5 se vor prezenta datele obținute pentru eficiența transmisiei la diferite unghiuri pentru zona ferestrei active care este, de fapt, zona care clasează radomul într-una din clasele de eficiență.

Tabelul 6.5 Rezultatele eficienței transmisiei pe zona ferestrei active

Concluzii

Pentru radomul confecționat din material compozit de tip sandwich cu învelișul interior confecționat din fibră de sticlă și învelișul exterior confecționat din fibră de carbon și miezul din fagure de aluminiu s-au realizat măsurătorile la următoarele unghiuri: -15°, -10°, -5°, 0°, +5°, +10° și +15 grade pe înălțime și pentru 120° în azimut, frecvența de testare fiind de 9375 ± 40 MHz.

Pe zona ferestrei acrive s-au făcut măsurători la șapte unghiuri diferite pentru a se obține eficieța transmisiei. În urma măsurătorilor s-a obținut o eficiență medie a transmisiei de 92.73% iar eficiența maximă și cea minimă au fost de 96.6 % respectiv 87.5% ceea ce încadrează radomul în clasa A de eficiență a transmisei undelor emise și receptate.

Rezistența la impact a radomului

Încă de la apariția lor compozitele au fost utilizate într-o mare varietate de aplicații datorită performantelor deosebite pe care le au. Având modulul de elasticitate ridicat, rezistențe la rupere ridicate și capabilități superioare de proiectare și fabricație, materialele compozite au avantaje net superioare comparativ cu materialele tradiționale. Astfel, de exemplu, compozitele cu fibre din grafit au caracteristici mecanice superioare materialelor monolitice cum ar fi oțelul sau aluminiul, fiind foarte atractive pentru o serie de aplicații la care greutatea este o cerință critică.

Din păcate, compozitele de acest tip au un mecanism ineficient pentru absorbția energiei dată de impact, când încărcarea este normala la planul fibrelor, putând determina delaminări și fisurări ale matricei chiar la viteze mici de impact. În timp ce structurile metalice absorb energia de impact prin deformări plastice, care nu afectează de obicei capacitatea portantă a structurii, materialele compozite absorb energia printr-un mecanism complex de deteriorare și propagare a deteriorării. Aceste deteriorări interne, chiar și în cazul când nu se văd cu ochiul liber pot reduce semnificativ capacitatea portantă a structurii realizate din materiale compozite (cu până la 40-50%).

Deși materialele compozite sunt folosite intr-o serie largă de aplicații, ele sunt utilizate cu prudență în aplicații unde apar sarcini transversale, cum ar fi de exemplu, cele date de impactul transversal cu viteză mică.

În general, deteriorările și imperfecțiunile sunt inevitabile în structurile compozite. În acest context, sunt utilizate concepte de proiectare a structurilor compozite care sa țină cont de aceste deteriorări, cum ar fi Toleranța la deteriorare – Damage Tolerance și Rezistența la deteriorare – Damage Resistance. Rezistența la deteriorare este legată de capacitatea materialului de a minimiza efectele deteriorărilor date de impact, în timp ce Toleranța la deteriorare se referă la capacitatea materialului de a-și menține proprietățile și după apariția deteriorărilor în material, proprietăți care, de obicei, se numesc reziduale.

Una din dificultățile legate de proprietățile și evaluarea compozitelor este, ironic, și un avantaj, și anume, capacitatea de a permite utilizatorilor croirea proprietăților acestora pentru a se potrivi cerințelor proiectării. Există un număr imens de tipuri de fibre și moduri de combinație,rășini pentru matrice, aditivi, moduri de așezare și orientare a laminelor în laminat, posibilități de fabricație (tratamente termice) și de aceea este foarte dificil de a extrapola în funcție de acești parametri comportamentul compozitului pentru o anumită combinație a acestora.

În urma deteriorărilor introduse la impact, proprietatea cea mai afectată este rezistența la compresiune. Acest fenomen se datorează apariției delaminărilor în zona solicitată la impact, care afectează rigiditatea laminatului, ducând la pierderea locală a stabilității în zona delaminată în cazul solicitării la compresiune.

Există mai multe metode propuse în literatura de specialitate pentru testul de compresiune post impact (Compression after impact – CAI test). Diferențele dintre metodele de testare sunt

legate de mărimea și grosimea epruvetei și de modul în care aceasta este testată inițial la impact. În timpul testului de compresiune epruveta este încastrată sau rezemată la capete și rezemată lateral.

Rezemarea laterală a epruvetei are rolul de a preveni pierderea globală a stabilității epruvetei.

Cele mai des folosite dimensiuni pentru epruvete și dispozitive CAI sunt conforme cu cele date în standardele BOEING (Boeing specification – BSS 7260), AIRBUS (Airbus Industries Test Method – AITM 1.00100) (aproape coincid, unul este în inch iar celălalt în mm) și CRAG (propus de RAE) [48], [49], [50]. Dezavantajul metodelor Boeing și Airbus este acela că folosesc epruvete groase puțin folosite de alți utilizatori. Totodată trebuie menționat faptul că la ora actuală încă nu există un standard ASTM (pe site-ul ASTM este un standard în lucru pentru acest scop). Sunt prezentate în literatură mai multe modele de epruvete și dispozitive de încercare pentru epruvete subțiri [48], [49], [50].

Modelul echivalent masă-arc

La impactul laminatelor compozite cu proiectile dure, în timpul contactului energia cinetică

a proiectilului este disipată prin:

deteriorări în zona de contact cum ar fi fisurarea matricei, ruperea fibrelor,

deformații plastice sau vâscoase ale matricei,

energie termică consumată de oscilațiile moleculare aleatoare în zona de contact,

energie acustică,

și frecare.

Există două variante de a modela energia consumată ireversibil în zona de contact:

considerând legi de contact diferite pentru încărcare/descărcare, determinate experimental (în cazul în care, deteriorările în zona de contact sunt semnificative);

folosind modelul lui Hunt și Crossley pentru simularea contactului (prin interpretarea coeficientului de restituire ca "amortizare" la impact), pentru cazul în care deteriorările matricei sau fibrelor nu sunt evidente în punctul de contact iar deformațiile permanente sunt mici.

Efectul deteriorărilor interne asupra răspunsului global pot fi considerate modificând parametrii rigidității plăcii (termenii Kbs și Km). Aymerich [51] a realizat analize succesive folosind metoda elementului finit pentru a evalua deteriorările din laminat și a determina proprietățile laminatului (figura 6.14).

Distribuția tensiunilor în epruvetele confecționate din fibră de sticlă și fibră de carbon solicitate transversal vand sarcini concentrate

Pentru analiza numerică, am considerat 3 cazuri de orientare a laminelor, la aceeași placă laminată, cu același număr de lamine (4 lamine), solicitată de o forță aplicată static de 1000 N, distribuită pe o zonă mică, în partea centrală a plăcii. Dimensiunile plăcii sunt de 150x100x2.1 mm iar forța aplicată este F=1000N. Primele două cazuri au fost analizate experimental de Kaczmarek și Maison, laminatul având următoarea componență: cazul 1 [452,02,-452,02]s, cazul 2 [0,902,02,902]s iar cazul al treilea ales de noi a fost [0,45,-45,0,45,-45,0,45]s. Pentru analiza numerică a fost utilizat programul comercial de element finit ANSYS. Placa a fost modelată cu elemente SHELL181.

Discretizarea plăcii a fost realizată mapat, rezultând un număr de 1600 elemente și aproximativ 1700 noduri. Analiza a fost realizată pentru cazul neliniar (plăci cu deplasări mari), deplasarea transversală a plăcii fiind în acest caz de ordinul grosimii plăcii. Predicția delaminărilor a fost făcută cu ajutorul criteriului de cedare Hashin și anume delaminările apar atunci când e ≥ 1:

unde, tensiunile sunt date în raport cu sistemul de referință principal al fiecărei lamine iar ST reprezintă rezistența la forfecare interlaminară. Poprietățile materialului pentru o singură lamină (cu o grosime de 0,125mm) și rezistențele acestuia sunt date în tabelul 6.1.

În acest caz tensiunile sunt date în raport cu sistemul de referință principal al fiecărei lamine.

Poprietățile materialului pentru o singură lamină (cu o grosime de 0,125mm) și rezistențele acestuia sunt date în tabelul 6.1.

Tabel 6.1. Proprietățile și rezistențele materialului utilizat pentru o singură lamină.

Determinarea rezistenței la impact prin metoda neinstrumentală

Primele teste de impact au fost realizate urmărind procedurile folosite la metale pe pendulul Charpy sau Izod. Aceste metode de testare sunt mult mai potrivite pentru asigurarea calității procesului tehnologic decât pentru evaluarea proprietăților materialului. În plus, compozitele sunt folosite sub formă de plăci formate din lamine având o anumită orientare și dispunere, fiind imposibil de evaluat efectul acestora asupra răspunsului la impact folosind epruvete de tip Charpy sau Izod [52].

Din acest motiv se folosesc, în mod usual, teste de impact (instrumental) pe epruvete de tip placă. Suplimentar, la aceste teste poate fi controlat nivelul deteriorărilor introduce și astfel se poate determina nivelul de prag al deteriorărilor care nu se pot detecta cu ochiul liber [48].

Testul de impact (neinstrumental) a fost realizat în acord cu ASTM –D – 4226 [53].

Principiul metodei

Acesta metodă constă: un cilindru de 1,863 kg cu un diametru de 1,59 cm cu un cap sferic din oțel este lăsat să cadă pe epruveta, confecționată din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu de la diferite înalțimi. Epruvetele au fost confecționate din materialele prezentate în tabelul 6.2:

Tabel 6.2. Epruvetele folosite la testul de impact

În tabelul 6.3 sunt prezentate rezultatele testului la impact. S-a testat la două valori ale energiei aceasta fiind singura variabilă măsurată. Rezultatele au fost comparate cu valori din literatură pentru acelasi tip de radom, cu pereti realizați din aceleași materialele dar cu miez Divinycell (acesta se utilizează la construcția radomului pentru Boeing 737). În urma testului s-a observat ca fețele materialului au cedat la aceeași valoare a energiei ceea ce era de așteptat învelișurile fiind identice, însă miezul Divinycell a cedat înainte învelișului exterior ceea ce este contraindicat. Miezurile se folosesc tocmai pentru a împiedica distrugerea antenei radar.. S-a putut observa că a fost necesar cu 45% mai multă energie dintr-un singur impact pentru a penetra fagurele de aluminiu. Rezultatele indică faptul că fagurele de aluminium va fi mai puțin susceptibil la dezastru în condițiile unui impact, prin urmare crește rata de viață a radomului și se reduce costurile pentru întreținere.

Tabel 6.3. Rezultatele testului la impact

CAPITOLUL 7

ÎNCERCĂRI PENTRU DETERMINAREA STABILITĂȚII PROPRIETĂȚILOR MATERIALULUI LA TEMPERATURĂ

Analiza termogravrimetrică

Analiza termogravimetrică este o metodă de analiză termică ce constă în măsurarea variației masei unei probe în momentul creșterii temperaturii, într-o atmosferă controlată. Analiza se poate efectua în aer sau într-o atmosferă inertă precum Azot, Heliu sau Argon pentru a preveni reacțiile de oxidare.

Aparatura și metodele folosite pentru investigații

Acesta analiza se realizeaza cu ajutorul echipamentului:”Analizor termic TG-209, NETZSCH, Germania” (figura 7.1) conform ASTM E831-2006.

Specificatii tehnice ale Analizorului termic TG-209:

Domeniul de temperatura: RT… 1000°C

Viteza de creștere a temperaturii: 0.001 – 100 K/min

Timp de racire: 20 – 25 minute (de la 1000 °C la 100°C)

Capacitate maxima balanta: 20 g

Rezolutie balanta: 0.1 μg

Atmosfera de lucru: inerta, oxidanta, statica, dinamica

Soft de analiza a rezultatelor: Proteus.

Mod de lucru: S-au luat probe din materialul realizat și s-au testat la TGA de la temperatura de 20 la 800 °C, la viteza de incalzire de 5K/min, în atmosfera de N2.

S-au determinat proprietățile termice și mecanice ale compozitului format din fibră de sticlă, fibră de carbon și figure de aluminiu. Materialele au fost analizate atât în stare pură, cat și cu fagurele de aluminiu.

Masa probei testate este 1.9523 g, fiind cântărită cu ajutorul termobalanței încorporată.

Se determină masa substanței din creuzet în funcție de temperatura de creștere a cuptorului. Temperatura cuptorului se determină cu ajutorul unui termocuplu. Viteza de încălzire a cuptorului a fost 5K/min iar atmosfera în care s-a lucrat a fost de azot lichid.

Intervalul de temperatură conform MIL 3100 (General Specification of radomes) este -50 – 85°C.

În figura 7.2 sunt prezentate rezultatele pentru proba analizată și se observă că pe curba TG se constata două pierderi de masa până la temperatura de 85°C: 0.15% (25 – 34°C) și 0.13% (34-85°C), pierderea totala de masa pe intervalul de temperatura studiat 25-100°C fiind de 0.28%. Conform ASTM D 3171 masa reziduală poate fi considerată important și trebuie luată în calcul dacă este mai mare de 0.5%. În situația de față această pierdere poate fi ignorată și considerată doar o pierdere de apă în momentul în care proba a fost uscată.

Pentru a demonstra că materialul compozit poate fi folosit în construcția radomului materialul s-a testat și pe intervale de temperaturi mult mai mari decât intervalul indicat.

În figura 7.3 sunt prezentate rezultatele obținute pe intervalul 25 – 600°C iar pe curba TG se poate observa patru pierderi de masă: 0.06% (25 – 100°C), 2.76% (100 – 285°C), 26.86% (285 – 420 °C) și 9.53% (420 – 597°C), pierderea totala de masa pe intervalul de temperatura studiat 25-600°C fiind de 39.21%. Începând cu temperatura de 185°C rășina epoxidică începe să se topească iar pierderea de masă poate fi considerată pierderea de rășină. În figura 7.4 se poate observa că pe intervalul 25 – 100°C este 0.06% ceea ce reprezintă o pierdere nesemnificativă.

Curba TG a fost împărțită în patru zone după cum variază panta curbei.

Reacția de descompunere termică începe în jurul temperaturii de 280°C.

În figura 7.5 sunt prezentate rezultatele obținute pe intervalul de temperatură 25 – 800°C din care se constată o masă reziduală totală de 54.05% (798.4°C) care reprezintă topirea integrală a rășinii și a fagurelui de aluminiu după temperatura de 660°C.

Concluzii

În urma rezultatelor pentru proba analizată s-a putut observa că pe curba TG au loc două pierderi de masa până la temperatura de 85°C: 0.15% (25 – 34°C) și 0.13% (34-85°C), pierderea totală de masă pe intervalul de temperatură studiat 25-100°C fiind de 0.28%. Conform ASTM D 3171 masa reziduală poate fi considerată importantă și trebuie luată în calcul dacă este mai mare de 0.5%. În situația de față această pierdere poate fi ignorată și considerată doar o pierdere de apă în momentul în care proba a fost uscată.

Pe intervalul 25 – 600°C, pe curba TG au avut loc patru pierderi de masă: 0.06% (25 – 100°C), 2.76% (100 – 285°C), 26.86% (285 – 420 °C) și 9.53% (420 – 597°C), pierderea totala de masa pe intervalul de temperatura studiat 25-600°C fiind de 39.21%. Începând cu temperatura de 185°C rășina epoxidică începe să se topească iar pierderea de masă poate fi considerată pierderea de rășină.

Materialul a fost testat la temperaturi de 800°C pentru a se demonstra ca fibra de carbon și fibra de sticlă pot rezista mult mai mult decât temperaturile impuse, -50 – 85°C .

Calorimetria diferențială de baleiaj

Calorimetria diferențială de baleiaj (DSC) este o tehnică prin care se măsoară energia necesară pentru a stabili o diferență aproape zero între o substanță și un material inert ce sunt supuse unor regimuri de temperatură identice într-un mediu încălzit sau răcit cu o rată cotrolată [54]. Temperatura este măsurată în mod continuu și este folosită o tehnică diferențială pentru controlarea fluxului de căldură către probă și pentru a echilibra diferențele de căldură dintre probă și referință. O serie de tranziții termice și procese fizico-chimice care se pot aborda prin tehnica DSC[55]. În cazul polimerillor există, de asemenea, o gamă bogată de aplicații ale metodei. Cele mai multe dintre acestea se concentrează în jurul analizei influenței diferiților factori asupra tranzițiilor termice principale și a proceselor fizico-chimice pe care le suferă proba[13], printre care:comportarea termică generală;determinarea domeniilor de temperatură pentru tranzițiile fizice (Tg-temperatura de tranziție sticloasă, Tm-temperatura de topire, Tcr-temperatura de cristalizare), și pentru reacțiile chimice;evaluări termochimice: entalpie, entropie;evaluarea gradului de cristalinitate și/sau modificarea acestuia cu temperatura.

Din curba DSC este posibilă nu numai caracterizarea unui proces caexoterm sau endoterm, ci și definirea tipurilor de tranziții implicate.

Aparatura și metodele folosite pentru investigații

În general, programul de temperatură pentru analiza DSC este proiectat astfel încât temperatura inițială a probei crește liniar ca o funcție de timp. Proba de referință ar trebui să aibă o capacitate de caldură bine definită peste intervalul de temperaturi care urmează să fie scanate.

Acesta analiză se realizează cu ajutorul echipamentului:”Analizor termic DSC 200 F3, NETZSCH, Germania” (figura 7.6).

Analizorul termic DSC 200 F3 , NETZSCH, Germania, permite studierea tranzițiilor de fază, cum ar fi cele de topire, tranzițiile de sticlă sau descompunerile exotermice.

Specificatii tehnice:

Domeniul de temperatura: -150… 600°C

Viteza de creștere a temperaturii: 0 – 100 K/min

Timp de racire: 0 – 70 K/min

Atmosfera de lucru: inerta, oxidanta, statica, dinamica

Soft de analiza a rezultatelor: Proteus.

Mod de lucru: S-au luat probe din materialul realizat și s-au testat în prezență de azot lichid. Masa probei este de aproximativ 7.5 mg. Calibrarea aparatului a fost făcută cu zinc.

Pe curba DSC din figura 7.7 până la temperatura de 100°C se identifică doar o pierdere de apă. Procesele exoterme sau endoterme nu sunt semnalate pe curba DSC pe intervalul studiat.

În figura 7.8 se poate observa apariția tranziției sticloase la temperatura de 28.8°C. Apariția tranziției sticloase semnifică faptul că a crescut capacitatea calorică a materialului. Se poate observa că această tranziție nu are loc instantaneu ci pe un interval de temperatură (24.7 – 28.8°C).

În figura 7.9 sunt prezentate rezultatele obținute pentru intervalul – 50 – 300°C. S-au efectuat două etape: în primul rand o creștere de temperatură de la -50°C la 300°C cu 10°C pe minut, o revenire pană la -50 °C cu 10 °C pe minut, apoi o repetare a acestor două etape.

Pe curba DSC se identifică la temperaturi mai mici de 100°C o pierdere de apă (corespunzatoare temperaturii de 35.7°C), se identifică mai multe fenomene endoterme de descompunere evidențiate la anumite temperaturi, funcție de natura oxizilor care compun materialul heterogen analizat. Cele mai pregnante procese de descompunere ale oxizilor, s-au înregistrat la temperaturile maxime de 292°C și 290.9°C pentru care entalpiile au avut valori mici -36.65J/g și – 27.1 J/g.

Din curba DSC se poate obseva că la temperaturi negative pe intervalul -50 – 300°C materialul nu prezintă fenomene care să poată influeța compoziția și structura materialului compozit.

Concluzii

Pe curba DSC se identifică la temperaturi mai mici de 100°C o pierdere de apă (corespunzatoare temperaturii de 35.7°C), se identifică mai multe fenomene endoterme de descompunere evidențiate la anumite temperaturi, funcție de natura oxizilor care compun materialul heterogen analizat. Cele mai pregnante procese de descompunere ale oxizilor, s-au înregistrat la temperaturile maxime de 292°C și 290.9°C pentru care entalpiile au avut valori mici -36.65J/g și – 27.1 J/g.

Din curba DSC se poate obseva că la temperaturi negative pe intervalul -50 – 300°C materialul nu prezintă fenomene care să poată influeța compoziția și structura materialului compozit.

În concluzie, probele analizate prezintă un grad mare de heterogenitate având în vedere existența mai multor clase de oxizi. Prin analiza termică TG/DSC s-au înregistrat mai multe procese de descompunere la temperaturi mai mari de 180°C, în funcție de natura oxizilor existenței în materialele studiate.

CAPITOLUL 8

INVESTIGAȚII MICROSCOPICE ALE MATERIALELOR COMPOZITE FOLOSITE ÎN CONSTRUCȚIA RADOMULUI

Microscopia optică

Formarea imaginii unei probe într-un microscop optic este datorată contrastului de imagine (diferența între înnegrirea maximă și minimă într-un loc pe probă). Contrastul poate fi de două feluri: contrast de relief (sau topografic) și constrast de material.

Contrastul de relief este dat de existența pe suprafața oricărei probe a unor microdenivelări obținute la pregătirea suprafeței probei ca urmare a faptului că fazele componente au caracteristici mecanice diferite si se comportă diferit la atacul chimic. Constrastul de material apare atât datorită diferențelor existente în proprietățile fizice ale fazelor componente cât și datorită dependenței capacității de reflexie de orientarea cristografică a fazelor constituentente.

În principiu microscopul optic reprezintă o combinație de două sisteme optice: primul numit sistem obiectiv mărește obiectul iar al doilea, sistemul ocular, mărește imaginea obținutăcu ajutorul obiectivului. Microscoapele optice folosite la cercetarea materialelor se deosebesc de cele folosite curent în biologie, geologie, etc, obiectul de cercetat fiind examinat prin reflexie și nu prin transparență [56].

Echipament și calibrare

Pentru vizualizarea probelor prelevate din epruvetele supuse rezistenței la tracțiune s-a folosit un microscop optic Me F2 – REICHERT – Austria (Figura 8.1).

Pentru a putea face masurători dimensionale s-a folosit ocularul micrometric. Acesta se calibrează cu plăcuța micrometrică. Calibrarea ocularului se face la aceeași mărire utilizată pentru măsurătorile dimensionale (200μm). Rezultatul calibrării conține următoarele informații (Tabel 8.1) :

Tabel 8.1. Rezultatele calibrării microscopului optic

Ocularul s-a calibrat prin suprapunerea liniilor ce marchează începutul de scală al plăcuței micrometrice și al ocularului. â

Mod de lucru

Probele au fost prelevate din zona de rupere după testarea la tracțiune a materialului compozit.

Secțiunile transversale sau secțiunile perpendiculare, prelevate pe direcția principală de rupere a materialului, se folosesc pentru a furniza date despre :

variația structurii de la centru la suprafață;

distribuția impurităților nemetalice pe întreaga secțiune;

adâncimea coroziunii;

grosimea straturilor de protecție;

structura straturilor de protecție;

adâncimea imperfecțiunilor de suprafață.

Dimensiunile epruvetelor

Epruvetele care vor fi lustruite pentru examinarea metalografică au în general 10 până la 20 mm lungime și maximum 20 mm în înălțime. Înalțimea epruvetelor nu trebuie să fie mai mare decât dimensiunea necesară manipulării în timpul operațiilor de pregătire.

Înglobarea epruvetelor

Înglobarea epruvetelor este necesara pentru:

manipularea epruvetelor în timpul operețiilor de pregătire metalografică și examinării microscopice care urmează după înglobare;

protejarea și păstrarea marginilor extreme și a defectelor epruvetei în timpul pregătirii metalografice ;

ușurarea așezării epruvetei pe platoul microscopului;

identificarea epruvetei fără a o deteriora.

Dimensiunile și forma monturilor

În procesul de înglobare este importantă dimensiunea epruvetei datorită necesității de a păstra plană suprafața acesteia în timpul polizării și șlefuirii. Grosimea monturii este de 5 la 10 mm și trebuie să fie suficientă pentru :

a permite operatorului să țină montura cu mâna, cât mai ferm, în timpul polizării și șlefuirii;

a preveni o rotire a epruvetei în timpul pregătirii;

a menține plană suprafața epruvetei în timpul polizarii si slefuirii.

Diametrul monturilor este de obicei de la 25.4 mm (1 inch) până la 50.8 mm (2 inch).

Metoda de înglobare

Formele pentru materiale plastice mulate sunt cupe simple din cauciuc care păstrează materialul de înglobare până se întărește.

Materialul de înglobare este format din doi componenți (Figura 8.3):

DURACRYL PLUS – Self- curing Base Resin powder,

DURACRYL PLUS – Self- curing Base Resin liquid.

Epruvetele din materialul compozit (Figura 8.4) au fost fixate în montură cu bride. Brida este din aliaj de aluminiu cu o duritate similara cu cea a epruvetelor. Ea se foloseste pentru a reduce la minim rotunjirea marginilor epruvetei în timpul polizării și șlefuirii.

Analiza microstructurală a materialului compozit cu ajutorul microscopului optic

Caracteristicile microstructurale ale materialului compozit sunt stabilite în timpul procesului de reticulare.

În figura 8.5 este prezentată o formă tipică de material compozit cu orientare (0°/90°). Se poate observa că în structura materialului sunt evidențiate și zone cu goluri care sunt amplasate între straturile de fibră și aproape de zonele bogate în rășină. Pori foarte mici sunt prezenței în interiorul fasciculelor de fibre.

Potrivit Highsmith și Reifsnider, delaminările sunt mai puțin frecvente sau chiar imposibil să fie dezvoltate în laminatele din fibră de carbon și rășină epoxidică în momentul încercării la tracțiune. Este bine acceptat faptul că delaminările se propaga în zonele bogate în rășină între straturi, deoarece tensiunile reziduale din rășina de lângă fibrele oferă un consum redus de energie pentru propagarea fisurilor.

În figura 8.6 sunt prezentate deteriorările din interiorul laminatului în timpul încercării la tracțiune și se poate observa că densitatea globală de fisură este mai mică decât cea aplicată pe pliurile centrale pentru un număr echivalent de ciclurile aplicate. Delaminarea a apărut pe suprafețe foarte mici între straturi dar se poate observa că acestea nu duc la cedarea tuturor straturilor.

La nivel microscopic, lamina prezintă discontinuități de fibre și de rășina. În cazul unui material multistrat, eforturile sunt redistribuite în laminele înconjurătoare, astfel valorile admisibile fiind mai bune

Microscopia electronică de baleiaj (SEM)

În microscopia electronică de baleiaj, se utilizează fascicule de electroni incidenți, cu energii de 1-50 keV, care fie sunt parțial împrăștiați înapoi (retroîmprăștiați, prin reflexie elastică pe atomii probei), fie determină emisia de electroni secundari prin interacțiune cu proba. Electronii retroîmprăștiați și electronii secundari sunt efectiv utilizați pentru formarea imaginii în microscopul electronic de baleiaj. În microscopia electronică de transmisie convențională, informația este obținută prin intermediul electronilor transmiși, nedeviați, sau împrăștiați înainte, în diafragma unei lentile care va forma imaginea electronomicroscopică. În acest caz, energiile electronilor fasciculului incident sunt cuprinse între 40 și 200 keV, pentru microscoapele convenționale și între 200 keV și 3 MeV, pentru microscoapele electronice de înaltă tensiune.

La impactul fasciculului electronic cu proba are loc o emisie de radiații X care poate fi analizată cu aparate sau dispozitive speciale (spectrometre), care permit identificarea și determinarea concentrației elementelor constituente ale probei.

Microscopul ESEM

Poate analiza cu ușurință următoarele tipuri de probe:

neconductoare: ionizarea gazului din camera probei elimină artefactele tipice de încărcare, ce se observă de obicei în cazul probelor neconductoare;

contaminate: pot fi realizate imagini pe probe umede, uleioase, murdare sau care elimină gaze; contaminarea nu va avaria instrumentul și nu va degrada în nici un fel calitatea imaginii;

care emit lumină: detectorul este insensibil la lumină ; se pot obține imagini de pe probe incandescente, fluorescente sau catodoluminiscente fără apariția interferențelor;

delicate: în cazul SEM-ului structurile delicate de obicei nu supraviețuiesc mediului de vid înaintat din instrument;

hidratate: în modul ESEM, probele umede pot fi analizate fără a fi deshidratate; acest lucru este foarte important în cazul probelor care trebuie să rămână hidratate pentru a-și menține structura. ESEM-ul poate folosi o atmosferă saturată în vapori de apă și poate să păstreze proba hidratată continuu;

neacoperite: acoperirea probelor în timpul pregătirii acestora poate masca informații valoroase. De exemplu acoperirea cu aur poate detalia aspectele suprafeței, dar va masca structura internă. De aceea în ESEM nu este necesară acoperirea probei;

care emit radiații X: ESEM-ul achiziționează date de radiații X de pe probele expuse la tensiuni mari de accelerare. Acest lucru elimină interferențele potențiale cu acoperirile conductive și necesitatea analizei liniilor L și M de radiații X la tensiuni mici;

dinamice: în pregătirea probelor pentru SEM este necesară fixarea probei pentru ca acesta să nu se miște în timpul achiziției imaginii. În cazul ESEM-ului s-a eliminat acest inconvenient putând fi analizate procese dinamice cum sunt: tensiunea, compresiunea, deformația, propagarea fisurilor, adeziunea, încălzirea, răcirea, înghețarea, topirea, hidratarea, deshidratarea și sublimarea. În modul ESEM toate aceste procese se pot înregistra în timp ce ele se desfășoară.

Cu ajutorul acestei metode s-a studiat topografia straturilor de fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu care au compus materialul folosit în costrucția radomului.

Caracterizarea morfofuncțională a materialelor utilizate s-a efectuat prin microscopie electronică scanning (SEM) cu un microscop electronic de tip ESEM XL 30 FEI. Microscopia SEM are o serie de avantaje importante: rezoluția suficient de bună:10 – 20 nm, contrast înalt, pregătirea probelor, dimensiuni mici ale probelor. Pe lângă emisia de electroni secundari, fascicolul deelectroni incidenți (primari) generează și radiații X ce permit identificarea compoziției elementare a amaterialului aflat în studiu.

Analiza SEM a rupturii materialului compozit armat cu fibră de carbon după încercarea la tracțiune

În figura 8.1.a. este prezentat la o mărire directa de 500 x ansamblul din material compozit arnat cu fibră de carbon din care se poate obseva distribuția uniformă a fibrei de carbon și a rășinii epoxidice iar în figura 8.1.b. este prezentată la mărire mare de 5000 x o zonă în care sunt prezentate fisuri ale fibrei carbon în urma solicitării materialului la tracțiune. Din analiza celor două imagini, rezultă că distribuția în interiorul materialului este uniformă dar prezintă fisuri ale fibrelor în interiorul materialelor. Ruperea fibrelor de carbon asezate paralel a fost mai bruscă în comparație cu cele orientate longitudinal.

Tabelul 8.1. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru fibra de carbon axială

Tabelul 8.2. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru fibra de carbon pe direcție longitudinală

Deteriorarea fibrei depinde de poziția în raport cu direcția de rupere. Cele orientate aproximativ, pe direcția axială sunt mai ușor desprinse comparativ cu cele orientate longitudinal.

Analiza SEM a rupturii materialului compozit armat cu fibră de sticlă după încercarea la tracțiune

În figura 8.4.b. este prezentat la o mărire directă de 500 x ansamblul din material compozit armat cu fibră de sticlă din care se poate obseva distribuția uniformă a fibrei de sticlă și a rășinii epoxidice.

În figurile 8.4.c. și 8.4.d. este prezentat la o mărire directă de 2000 x respectiv 5000 x fibrele de sticlă unde se poate observa că acestea nu au fost afectate având o suprafață netedă.

Tabelul 8.3. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru fibra de sticlă pe direcție axială

Tabelul 8.3. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru fibra de sticlă pe direcție longitudinală

Analiza SEM a rupturii materialului compozit confecționat din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu după încercarea la tracțiune

La nivel microscopic se poate observa ca ruperea fagurelui de aluminiu, este o rupere ductila iar caracterul de rupere al fibrelor de sticla aflate perpendicular  pe suprafata de rupere este fragil, iar fibrele de sticla asezate paralel  cu suprafata de rupere s-au rupt la distante de 10 – 500 microni.

Fibrele de carbon aflate in paralel cu directia de rupere s-au rupt in proportie de 10% doar in apropierea rasinii de armare

Tabelul 8.4. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru materialul compozit confecționat din fibra de sticlă și fibră de carbon

Tabelul 8.5. Analiza chimică cantitativă efectuată pentru fagurele de aluminiu

Concluzii

În urma analizei SEM a rupturii materialelor compozite solicitate la tracțiune se pot trage următoarele concluzii:

la materialul compozit armat cu fibră de carbon s-a putut observa o rupere fragilă a fibrei în timp ce fibra de sticlă a avut o rupere bruscă.

distribuția fibrelor în interiorul materialelor este uniformă și se poate observa că laminele fisurate sunt în interiorul laminatului.

în timpul solicitării la tracțiune a materialului de tip sandwich acesta nu a suferit fisuri ale fagurelui însă prezintăfisuri interioare ale pereților confecționați din fibră de sticlă respectiv fibră de carbon.

există o caracteristică comună care constă în faptul că toată suprafața rupturii a fost ocupată de către rășină cu fibre de carbon cu densitate scăzută.

CAPITOLUL 9

CONCLUZII FINALE ȘI DIRECȚII VIITOARE DE CERCETARE

Stadiul actual al realizărilor în confecționarea radomului pentru aeronave

Capitolul ,,Stadiul actual al realizărilor în confecționarea radomului pentru aeronave, prezintă o analiză personală a realizarilor în construcția radomului pentru aeronave, cu accent asupra rezultatelor utile cercetării întreprinse în lucrare.

După cum a fost prezentat în capitolele introductive istoria radomului începe din perioada celui de-al doilea război mondial, odată cu apariția radarului montat pe avioane dezvoltarea și optimizarea

Necesitatea instalării radarelor pe avioanele militare, ulterior și pe cele civile, a impus crearea unui dispozitiv special care să-l protejeze și totodată să permită trecerea undelor electromagnetice emise și receptate de antena radar.

Amplasarea radarului în partea din fața a fuselajului avionului, impusă de cerința că fasciculul de unde electromagnetice să nu fie ecranate sau distorsionate de vreun obstacol, a dus la perfectionarea construcției radomului. Funcției inițiale de protecție aerodinamică pentru sistemul radar și s-a adăugat caracteristica de transparență pentru undele electromagnetice de înaltă frecvență emise și receptate de acesta.

Dezvoltarea sistemelor radar de la un sistem fix pentru detectarea avioanelor inamice la sisteme complexe pentru observații meteorologice, și de predicție a schimbarii bruște a direcției vântului ca și cresterea preciziei și eficienței fasciculului de unde generate și receptate de acestea a condus la creșterea importanței radomului și la modernizarea sa atât in ceea ce priveste costrucția (formă, rezistență) cât și în ceea ce privește materialele utilizate

După cum a fost arătat în capitolele introductive, dezvoltarea și optimizarea tehnologiilor aeronautice este una din principalele direcții de cercetare la nivel mondial.

Odată cu revoluția industrială, au început sa fie dezvoltate tehnologii mai performante și materiale mai rezistente.

Cercetări intense, susținute de marile companii aeronautice, dar și de agenții naționale și de centre de cercetare, au condus la obținerea de materiale ușoare și moderne, tehnologii din ce în ce mai ieftine și mai ușor de aplicat și siguranța din ce în ce mai mare. Metodele de calcul și analiză au fost și ele îmbunătățite, în prezent rezultatele obținute cu acestea fiind foarte aproape de realitate. Și la noi în tară au existat cercetători și inventatori care au adus contribuții importante în dezvoltarea acestui domeniu: Traian Vuia (1872 – 1950), Aurel Vlaicu (1882-1913), Henri Marie Coandă (1886 – 1972). Pe lângă cei enumerați mai sus, mulți alți români au adus contribuții importante în domeniul aero-spațial: Ion Grosu, Radu Manicatide și Iosif Șilimon împreună cu echipele de ingineri ale IAR Brașov, Herman Oberth, Elie Carafoli, Petre Augustin, Mihai M. Niță. Datorită acestora, s-au format centre de cercetare aeronautică în universități din întreaga țară: București, Brașov, Craiova, Bacău, orașe care dețin și fabrici de constructie a aeronavelor sau a pieselor pentru acestea.

Aviația civila a cunoscut o creștere semnificativă, transportul aerian de persone devenind o alternativă a transportului terestru, prezentând avantajul de a fi mult mai rapid.

Structurile adaptive au luat naștere în urma observării formelor de viață din natură care își modifică forma pentru a se adapta condițiilor locale. Aceste structuri se întâlnesc în prezent în multe domenii din inginerie.

În constructiile aeronautice se folosesc mai multe categorii de materiale, printre care materialele compozite sunt de cea mai mare actualitate, tinzând spre a fi utilizate într-un procent cât mai mare în construcția componentelor aeronavelor. Materialele composite au rezistență practic nelimitată la acțiunea proceselor determinate de agenții atmosferici și de mediu, capacitate de amortizare a vibrațiilor mai mare, durabilitate mare în funcționare. Ele prezintă o greutate specifică mai mică, rezultând un consum de combustibil redus, deci costuri reduse.

Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite

În capitolul intitulat "Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite" sunt prezentate testele efectuate la tracțiune și încovoiere.

Aceste teste au fost efectuate pe epruvete din materiale compozite laminate stratificate armate cu fibre de sticlă și fibre de carbon. Fiecare material a fost executat în 3 variante de stratificare (cu 1, 2 și 3 straturi pentru testele la tracțiune și cu 3, 4 și 5 straturi pentru testele la încovoiere). Pentru fiecare tip de laminat s-a realizat un număr de 5 epruvete.

Rezultatele testelor pentru încercărilor mecanice obținute au fost apoi prelucrate și interpolate în vederea obținerii valorilor parametrilor de material cum ar fi modul de elasticitate longitudinal, tensiunea, forța și deformația specifică.

În urma efectuării testelor se pot trage următoarele concluzii:

Materialul compozit din fibră de carbon are o rezistență la tracțiune și un modul de elasticitate mult mai mare decât materialul compozit armat cu fibră de sticlă.

Din graficele prezentate (Fig.5.7, Fig.5.8, Fig.5.28, Fig.5.29) s-a putut observa ca până în momentul ruperii curba este liniară și prin urmare nu există nicio schimbare în forma originală în timpul testului de tracțiune.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon (folosind fibre preimpregnate cu rășină) nu prezintă variații de grosime și densitate de-a lungul epruvetei în schimb la materialul compozit armat cu fibre de sticlă, fiind confecționat prin metode manuale, prezintă variații în grosime atât în lungul epruvetei,cât și între epruvetele de același fel. Acest fapt a condus la o dispersie mai mare a valorilor măsurate;

Atât la compozitul armat cu fibre de sticlă cât și la cel armat cu fibre de carbon, creșterea numărului de straturi duce la mărirea forței admisibile, mărirea tensiunii admisibile și a modulului de elasticitate longitudinal.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon prezintă proprietăți de rezistență mai bune, dar deformații admisibile mai mici decât cele ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă.

Materialul compozit armat cu fibre de carbon se pretează mai bine aplicării ca material de bază pentru învelișul aripii adaptive și în același timp prezintă o greutate specifică redusă;

Materialul compozit armat cu fibre de sticlă poate fi considerat ca o alternativă mai ieftină și în același timp cu greutatea totală echivalentă mai mare

materialul compozit armat cu fibre de carbon are un comportament "casant" la solicitarea la tracțiune și un comportament “foarte elastic" la solicitarea la încovoiere;

La încovoiere cedează de obicei laminele exterioare, deoarece acestea prezintă cele mai mari alungiri specifice (tensiune și compresiune);

Există o imbunătățire semnificativă cu privire la rezistența și rigiditatea materialului armat cu fibră de carbon în comparație cu materialul compozit armat cu fibră de sticlă cu odată cu creșterea numărului de straturi. Acest lucru poate fi din cauza bunei aderențe între fibra de carbon și matrice.

Radom – Concept și testarea pentru eficiența transmisiei și comportarea la impact

Pentru radomul confecționat din material compozit de tip sandwich cu învelișul interior confecționat din fibră de sticlă și învelișul exterior confecționat din fibră de carbon și miezul din fagure de aluminiu s-a determinat fereastra activa folosind datele deja cunoscute pentru avionul C130 HERCULES ( Specificatiile tehnice IC 130A-3, IC 130B-3, IC 130H-3 desenele 354158-1, 368350 ).

Conform datelor obținute rezultă că fereastra activă este situată în fața secțiunii de fuselaj 93.00 -30.00 mm și are axa de rotație a radarului localizată la secțiunea de fuselaj 90.00 și înălțimea de 13.68 mm sub intersecția dintre înclinarea zonei superioare a radomului și zona de îmbinare verticală a radomului cu fuselajul.

Pentru început radomul a fost testat pentru stabilitate și reproductibilitate. Aceasta înseamnă că toate combinațiile cardanice (45 grade față de antenă) au fost măsurate în mod repetat, iar variația în varful unghiurilor fasciculului precum și în nivelul maxim de putere au fost comparate.

Repetabilitatea în vârful unghiului fasciculului s-a dovedit a fi mai mare de +/-0.1 grade. Variația puterii în vârful fasciculului în acest interval unghiular este de +/-0.02 dB sau mai mică de +/-0.5% între măsuratorile de referință. Repetabilitatea în nivelul de putere la vârful fasciculului este mai mare de +/- 0.05 dB.

În cazul radomului cu miez din fagure de aluminiu, fagurele trebuie așezat pe direcția de propagare a undelor pentru a nu distorsiona mesajul. În mod normal aluminiu introdus în structura radomului ar fi ecranat undele emise de antena radar dacă fagurele de aluminiu nu ar fi fost montat cu alveolele pe direcția de propagare a undelor.

În urma deteriorărilor apărute la impact, proprietatea cea mai afectată este rezistența la compresiune. Acest fenomen se datorează apariției delaminărilor în zona solicitată la impact, care afectează rigiditatea laminatului, ducând la pierderea locală a stabilității în zona delaminată.

Există mai multe metode propuse în literatura de specialitate pentru testul de compresiune post impact (Compression after impact – CAI test). Diferențele dintre metodele de testare sunt

legate de mărimea și grosimea epruvetei și de modul în care aceasta este testată inițial la impact.

Rezemarea laterală a epruvetei are rolul de a preveni pierderea globală a stabilității epruvetei.

Cele mai des folosite dimensiuni pentru epruvete și dispozitive CAI sunt conforme cu cele date în standardele BOEING (Boeing specification – BSS 7260), AIRBUS (Airbus Industries Test Method – AITM 1.00100) (aproape coincid, unul este în inch iar celălalt în mm) și CRAG (propus de RAE). Dezavantajul metodelor Boeing și Airbus este acela că folosesc epruvete groase puțin folosite de alți utilizatori. Totodată trebuie menționat faptul că la ora actuală încă nu există un standard ASTM (pe site-ul ASTM este un standard în lucru pentru acest scop). Sunt prezentate în literatură mai multe modele de epruvete și dispozitive de încercare pentru epruvete subțiri.

Pentru analiza numerică, au fost considerate 3 cazuri de orientare a laminelor, la aceeași placă laminată, cu același număr de lamine (4 lamine), solicitată de o forță aplicată static de 1000 N, distribuită pe o zonă mică, în partea centrală a plăcii. Dimensiunile plăcii sunt de 150x100x2.1 mm iar forța aplicată este F=1000N. Primele două cazuri au fost analizate experimental de Kaczmarek și Maison, laminatul având următoarea componență: cazul 1 [452,02,-452,02]s, cazul 2 [0,902,02,902]s iar cazul al treilea a fost [0,45,-45,0,45,-45,0,45]s. Pentru analiza numerică a fost utilizat programul comercial de element finit ANSYS. Placa a fost modelată cu elemente SHELL181.

Discretizarea plăcii a fost realizată mapat, rezultând un număr de 1600 elemente și aproximativ 1700 noduri. Analiza a fost realizată pentru cazul neliniar (plăci cu deplasări mari), deplasarea transversală a plăcii fiind în acest caz de ordinul grosimii plăcii. Predicția delaminărilor a fost făcută cu ajutorul criteriului de cedare Hashin și anume delaminările apar atunci când e ≥1.

S-a testat la două valori ale energiei aceasta fiind singura variabilă măsurată. Acest test a fost comparat cu valori din literatură pentru acelasi tip de radom numai că acesta avea ca miez Divinycell (acesta se utilizează la construcția radomului pentru Boeing 737). S-a observat ca fețele materialului au cedat la aceeași valoare a energiei ceea ce era de așteptat învelișurile fiind identice, însă miezul Divinycell a cedat înainte învelișului exterior ceea ce este contraindicat. Miezurile se folosesc tocmai pentru a împiedica distrugerea antenei radar.. Aproximativ cu 45% mai multă energie dintr-un singur impact a fost necesară pentru a penetra fagurele de aluminium. Rezultatele indică faptul că fagurele de aluminium va fi mai putin susceptibil la dezastru în condițiile unui impact, prin urmare crește rata de viață a radomului și se reduce costurile pentru întreținere.

Încercări pentru determinarea stabilității proprietăților materialului la temperatură

Rezultatele analizei termogravrimetrică au fost efectuate, conform MIL 3100 (General Specification of radomes) în intervalul -50 – 85°C.

În urma rezultatelor pentru proba analizată s-a putut observa că pe curba TG au loc două pierderi de masa până la temperatura de 85°C: 0.15% (25 – 34°C) și 0.13% (34-85°C), pierderea totală de masă pe intervalul de temperatură studiat 25-100°C fiind de 0.28%. Conform ASTM D 3171 masa reziduală poate fi considerată importantă și trebuie luată în calcul dacă este mai mare de 0.5%. În situația de față această pierdere poate fi ignorată și considerată doar o pierdere de apă în momentul în care proba a fost uscată.

Pe intervalul 25 – 600°C, pe curba TG au avut loc patru pierderi de masă: 0.06% (25 – 100°C), 2.76% (100 – 285°C), 26.86% (285 – 420 °C) și 9.53% (420 – 597°C), pierderea totala de masa pe intervalul de temperatura studiat 25-600°C fiind de 39.21%. Începând cu temperatura de 185°C rășina epoxidică începe să se topească iar pierderea de masă poate fi considerată pierderea de rășină.

Pe curba DSC obținută s-a putut observa că până la temperatura de 100°C s-a identificat doar o pierdere de apă. Procesele exoterme sau endoterme nu au fost semnalate pe curba DSC pe intervalul studiat.

La temperatura de 28.8°C s-a putut observa apariția tranziției sticloase. Apariția tranziției sticloase semnifică faptul că a crescut capacitatea calorică a materialului. Se poate observa că această tranziție nu are loc instantaneu ci pe un interval de temperatură (24.7 – 28.8°C).

Rezultatele obținute pentru intervalul – 50 – 300°C.

S-au efectuat două etape: în primul rand o creștere de temperatură de la -50°C la 300°C cu 10°C pe minut, o revenire pană la -50 °C cu 10 °C pe minut, apoi o repetare a acestor două etape.

Pe curba DSC se identifică la temperaturi mai mici de 100°C o pierdere de apă (corespunzatoare temperaturii de 35.7°C), se identifică mai multe fenomene endoterme de descompunere evidențiate la anumite temperaturi, funcție de natura oxizilor care compun materialul heterogen analizat. Cele mai pregnante procese de descompunere ale oxizilor, s-au înregistrat la temperaturile maxime de 292°C și 290.9°C pentru care entalpiile au avut valori mici -36.65J/g și – 27.1 J/g.

Din curba DSC se poate obseva că la temperaturi negative pe intervalul -50 – 300°C materialul nu prezintă fenomene care să poată influeța compoziția și structura materialului compozit.

În concluzie, probele analizate prezintă un grad mare de heterogenitate având în vedere existența mai multor clase de oxizi. Prin analiza termică TG/DSC s-au înregistrat mai multe procese de descompunere la temperaturi mai mari de 180°C, în funcție de natura oxizilor existenți în materialele studiate.

Investigații microscopice asupra materialelor folosite pentru construcția radomului

În urma analizei SEM a rupturii materialelor compozite solicitate la tracțiune se pot trage următoarele concluzii:

la materialul compozit armat cu fibră de carbon s-a putut observa o rupere fragilă a fibrei în timp ce fibra de sticlă a avut o rupere bruscă.

distribuția fibrelor în interiorul materialelor este uniformă și se poate observa că laminele fisurate sunt în interiorul laminatului.

în timpul solicitării la tracțiune a materialului de tip sandwich acesta nu a suferit fisuri ale fagurelui însă prezintăfisuri interioare ale pereților confecționați din fibră de sticlă respectiv fibră de carbon.

există o caracteristică comună care constă în faptul că toată suprafața rupturii a fost ocupată de către rășină cu fibre de carbon cu densitate scăzută.

Concluzii generale

În urma studierii documentației existente, a efectuării părții experimentale, a structurii materialului la nivel microscopic și a analizării rezultate în această lucrare, se pot trage următoarele concluzii generale:

Aeronavele care urmează a fi construite trebuie să aibă performanțe din ce în ce mai bune, consum redus de combustibil și costuri reduse ale materialelor. Pentru acestea a fost propusă soluția constructivă a radomului din fibră de sticlă, fibră de carbon și fagure de aluminiu.

Noul concept de radom se încadrează în direcțiile viitoare de cercetare la nivel mondial.

folosirea materialelor compozite stratificate pentru învelișul radarului duce la o rezistență bună la impact și la încercările mecanice.

Testele mecanice pe epruvete combinate cu metode noi de calcul permit proiectarea unui nou concept de radom.

Pentru găsirea stratificării optime s-au confecționat diverse combinații de materiale cu diferite umpluturi

Laminatul optim ales trebuie să păstreze simetria față de axa neutră și numărul optim de straturi în laminat.

Contribuții originale

Teza de doctorat își propune sa aducă contribuții în domeniul aeronautic și cel al materialelor moderne utilizate în aviație, domenii în plină dezvoltare în cadrul ingineriei, domenii vaste și strâns legate de multe altele. Ca direcții principale abordate în această lucrare se regăsesc radomul și materialele compozite utilizate pentru învelișul acestuia. Aceste cercetări sunt necesare pentru optimizarea zborului aeronavelor, cu trimitere directă asupra consumului și în final a costurilor.

În prezent, companiile constructoare de aeronave, împreuna cu centrele de cercetare internaționale, studiază materialele compozite noi. Dată fiind noutatea acestui domeniu, studiile și cercetările nu sunt definitivate, în prezent aflându-se în stadii incipiente de testare și dezvoltare.

În acest sens, se poate observa că propunerile și cercetările principale prezentate în aceasta teză sunt originale și se adăugă altor cercetări în aceste domenii.

În continuare sunt prezentate pe scurt contribuțiile personale originale pe care le aduce teza de față în domeniul studiat:

Efectuarea unor studii privind stadiul actual și tendințele din industria aeronautică, în domeniul radomurilor și al materialelor utilizate pentru acestea.

Propunerea unei noi soluții constructive pentru radom.

Determinarea prin teste pe epruvete a proprietăților de rezistență a unei serii de materiale compozite stratificate din fibră de sticlă, fibră de carbon și diferite tipuri de miez. Rezultatele acestor teste sunt necesare în continuarea studiului și anume la determinarea numarului necesar de straturi uilizat la construcția învelișurilor interior respectiv exterior pentru acest material compozit.

Analizele și testele au fost efectuate pe cele trei materiale compozite laminate stratificate, fiecare serie prezentând parametrii de material diferiți. Aceste analize au permis stabilirea unor reguli pentru obținerea unui stratificat funcțional și optim în același timp.

Pentru radomul confecționat din material compozit de tip sandwich cu învelișul interior confecționat din fibră de sticlă și învelișul exterior confecționat din fibră de carbon și miezul din fagure de aluminiu s-a determinat fereastra activă, zonă pe care a fost măsurată eficiența transmisiei undelor.

S-au vizualizat cu ajutorul microscopiei optice si scanning caracterul rupturii în urma solicitării acestora la tracțiune și încovoiere.

Au fost stabilite numărul de straturi, materialele, parametrii mecanici pentru elaborarea unui radom cu caracteristici superioare.

Valorificarea și diseminarea rezultatelor

Cercetările și rezultatele obținute în urma studierii radomului și a materialelor compozite utilizate pentru învelișul acesteia au fost valorificate prin prezentarea lor la conferințe cât și publicarea lor în diferite publicații naționale și internaționale recunoscute.

Pe parcursul pregatirii tezei de față au fost elaborate 4 lucrări:

Lucrari cotate ISI (1 lucrare):

M.M. NEAGOE, D.BOJIN '' Mechanical proterties determination of the material used for manufacturing the laminated composite radome of aircrafts'', Proccedings of international Conference on Innovative Technologies, pag. 487 – 491, ISSN 1849-0662

– Lucrari cotate BDI (2 lucrari):

M.M. NEAGOE, D.BOJIN, '' Flexural strength of carbon fiber-aluminum honeycomb-glass fiber composite sandwich used for radomes aircraft'', The Scientific Bulletin, ISSN 1223-7027 -în curs de publicare

M.M. NEAGOE, D.BOJIN, ''Transmission efficiency test for a new composite material used for radom aircraft'', The Scientific Bulletin, ISSN 1223-7027 -in recenzie

Participare la conferinte internationale (2 lucrari)

BRAMAT 2015, 9th International Conference on Materials Science & Engineering, 5 -7 March, Brasov, România – Mechanical properties of the material used for manufacturing the laminated composite radome of aircrafts

IN-TECH 2015 – International Conference on Innovative Technologies, 09 – 12.09.2015, Dubrovnik, Croația – Mechanical proterties determination of the material used for manufacturing the laminated composite radome of aircrafts

Bibliografie

1. Z., Hashin. Theory of Fibre Reinforced Materials. Theory of Fibre Reinforced Materials. s.l. : NASA, 1972.

2. Tomescu T. Univers Ingineresc. Brasov : AGIR, 2003, Vol. 8.

3. Wei J., Zhao J. H. , Three – Dimensional Finite Element Analysis on Interlaminar Stresses of Symmetric Laminates, Computers and Structures. 1991, Vols. Vol. 41, nr. 4.

4. Anglin, J.M. Aircraft Applications. Engineered Materials Handbook – Composites. 1989.

5. Gries T., Laourine E., Pickett A.K. Potential application of sewing technologies as a joining process for FRP materials s.l. : Aachener Textil Tagung, 2001.

6. J.C.Halpin. Rules for Classification and Construction. Germania : Germanischer Lloyd, 2006.

7. Develay, R. Progrésses métallurgiques recentes dans les alliages de l ' aluminium corroyés, in: Revue de l 'aluminium. France : s.n., 1980, Vols. nr. 493,p.137-158.

8. Miller, Tara. Introduction to Composites. New York : Composites Institute, Society of the Plastics Industry, 1998.

9. Alpert Y., Jerby E., Coupled thermal- Electromagnetic Model for Microwave heating of Temp Dependent Dielectric Media. s.l. : IEEE Trans. on plasma Sci., vol.2, no.2, 1999.

10. Miclaus L. Glosar Aviatic . Timisoara : Editura Marineasa,http://www.elibrarie.ro/carti/miclaus.pdf;, 2001.

11. A., Petre. Proiectarea structurilor de aeronave și astronave. Bucuresti : Editura Academiei Române, 1999, Vols. pp.11–12. ISBN 973-27-0687-2.

12. MIL-Q-9858. Quality program requirements. s.l. : Boeing Specification.

13. MIL -A-8860B, General specification for airplane strength and rigidity. s.l. : Boeing Specification.

14. MIL-R-7705B, General specification for radomes. s.l. : Boeing Specification.

15. Hadăr, A. Probleme locale la materiale compozite,Teză de doctorat, U.P.B. 1997.

16. Pavel, R. Contribuții privind implementarea materialelor compozite în construcția de mașini, Teză de doctorat. București : s.n., 1999.

17. Materiale compozite.Prezentare generală. s.l. : Cursuri master.Facultatea de Stiința și Ingineria Materialelor.

18. Hadăr, A. Structuri din compozite stratificate. București : Editura Academiei și Editura AGIR, 2002.

19. Chiru A., Scutaru M. L., Vlase S., Cofaru C. Materiale plastice și compozite în ingineria autovehiculelor 2011.

20. Hollaway, Leonard (Editor). Handbook of Polymer Composites for Engineers. Cambridge : Woodhead , 1994.

21. A., Vaida. Influenta geometriei burghielor asupra prelucrabilitatii materialelor compozite. s.l. : Sesiunea stdenteasca stiintifica, 2015.

22. B., Lupescu M. Fibre de armare pentru materialele compozite. Bucuresti : Editura Tehnica, 2004. ISBN: 973-31-2212-2.

23. Backer A., Dutton S., Kelly D. Compozite Materials for Aircraft Structures. s.l. : Editura American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2004. ISBN 978-1563475405.

24. Cazimirovici E., Suciu M.V. Bazele laminarii aliajelor speciale ale unor metale neferoase usoare.

25. Bathe, K. J., Ho, L. W. A Simple and Effective Element for Analysis of General Shell Structures, Computers and Structures. s.l. : Vol. 13, 1981.

26. Hinton, E. The Flexural Analysis of Laminated Composites Using a Parabolic Isoparametric Plate Bending Element, International Journal for Numerical Methods in Engineering. s.l. : Vol. 15, 1976.

27. Mau, S. T., Tong, P., Pian, T. H. H. Finite Element Solution for Laminated Thick Plates. s.l. : Journal of Composites Materials , 1977, Vol. Vol. 6.

28. Panda, S. C., Natajaran, R. Finite Element Analysis of Laminated Composites Plates s.l. : International Journal for Numerical Methods in Engineering, 1979, Vol. Vol. 14.

29. Reddy, J. N. A Penalty Plate-Bending Element for the Analysis of Laminated Anisotropic Platess.l. : International Journal Numerical Method in Engineering, 1980, Vol. Vol. 15.

30. Alămoreanu, E., Negruț, C., Jiga, G. Calculul structurilor din materiale compozite. București : Universitatea “Politehnica" , 1993.

31. Jones, R., Callinan, R., Teh, K. K., Brown, K. C. Analysis of Multilayer Laminates Using Three – Dimensional Superelements. s.l. : Journal of Numerical Methods in Engineering, 1984, Vol. Vol. 20.

32. Spilker, R. L. An Invariant Eight – Node Hybrid – Stress Element of Thin and Thick Multilayer Laminated Plates. s.l. : International Journal for Numerical Methods in Engineering, 1984, Vol. vol. 20.

33. Spilker, R. L., Chou, S. C., Orninger, O. Alternate Hybrid – Stress Elements for Analysis of Multilayer Composite Plates. s.l. : Journal of Composites Materials, 1977, Vol. vol. 11.

34. Adams, D. F., Crane, D. A. Finite Element Micromechanical Analysis of an Unidimensional Composite Including Longitudinal Shear Loadings.l. : Computers and Structures, 1984, Vol. vol. 18.

35. Miravete, A., Perez, E., Fernandez, J. Tecnicas avanzadas de calculo de composites. Barcelona : Simposium de Materiales de Alta Tecnologia, 1986.

36. Wei, J., Zhao, J. H. Three-Dimensional Finite Element Analysis on Interlaminar Stresses of Symmetric Laminates. s.l. : Computers and Structures, 1991, Vols. Vol. 41, nr. 4.

37. Gay, D. Matériaux composites Paris : Editions Hermes, 1991.

38. Cristescu, N. Mecanica materialelor compozite. s.l. : Universitatea București Vol.1, 1983.

39. Reddy, J. N. Mechanics of Composites Structures. New York : Mc Graw Hill, 1980.

40. Tsai, S. W., Hahn, H. T. Introduction to Composite Materials. s.l. : Westport, 1980.

41. Reddy, J. N. An Introduction to the Finite Element Method. New York : Mc Graw Hill, 1984.

42. Reddy, J. N. A Rafined Mixed Shear Flexible Finite Element for the Nonlinear Analysis of Laminated Plates. s.l. : Computers & Structures, 1986, Vol. Vol. 22.

43. https://ro.wikipedia.org/wiki/Avion. [Online] [Cited: 24 05 2014.]

44. www.resit.pub.ro/cursuri master/CAP.6. [Online] [Cited: 26 04 2015.]

45. ANSI/IEEE Std 149-1979, IEEE Standard Test Procedures for Antennas. 1980, Vols. pp.116 – 119.

46. DO-213, RTCA Std. Minimum Operational Performance Standards for Nose-Mounted Radomes. Washington : s.n., 1993.

47. S.I.Maksay, D.A. Bistran. Introducere in metoda elementelor finite. Iasi : Editura Cermi, 2008.

48. Alămoreanu E., Chiriță R. Bare și plăci din materiale compozite, Editura Tehnică, 1997.

49. Kim J. K., Yu T., X.,. Impact Response and Dynamic Failure of Composite and Laminate Materials. Switzerland : Trans Tech Publications, 1998, Vols. Part 1: Impact Damage and Ballistic Impact.

50. Kim, J., K., Yu, T., X.,. Strain-Rate Effect, Energy Absorption and Modeling, Switzerland : Trans Tech Publications, 1998, Vols. Part 2.

51. Aymerich, F.*, Orru, P., F., Priolo, P. Prediction of the dynamic response of impacted composite laminates, . s.l. : Dipartimento di Ingeneria Meccanica.

52. STAS 5801-86 (ISO179-1982), "Determinarea rezistenței la șoc Charpy".

53. ASTM D4226 -09, Standard Test Methods for Impact Resistance of Rigid Poly(Vinyl Chloride) (PVC) Building Products.

54. L.E Nielsen. Mechanical Properties of polymers. New York : Van Nastrand Reinhold, 1965.

55. Turi, E.A. Thermalcharacterization of polymeric materials. New York : Academic Press, 1997, Vol. Volum I+II.

56. Bojin D., Vasiliu F., Microscopia electronică. București : Ed.Științifică și Eciclopedică, 1986.

57. Boresi A. P., Schmidt R. J. & Sidebottom O. M. Advanced mechanics of materials. New York, John Wiley and Sons, 1993. ISBN 0-471-55157-0.

58. SR EN ISO14125, Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăților de încovoiere.. 1998.

59. Hoskin, B. C., and Baker, A. A. (eds.), Composite Materials for Aircraft Structure. New York : AIAA Education Series, 1986.

60. Leyens, C., Kocian. F., Hausman, J., and Kaysser, W. A. "Materials and Design Concepts for High-Performance Compressor Components,".. 201-210., s.l. : Aerospace Science and Technology, 2003, Vol. 7.

61. M.M. NEAGOE, D.BOJIN '' Mechanical proterties determination of the material used for manufacturing the laminated composite radome of aircrafts'', Proccedings of international Conference on Innovative Technologies, pag. 487 – 491, ISSN 1849-0662

ABSTRACT

În această lucrare sunt prezentate realizările științifice efectuate în cadrul studiilor doctorale. Acestea au avut ca obiectiv studierea și implementarea unui nou material compozit stratificat utilizat după determinarea proprietățiilor mecanice pentru a defini o nouă soluție tehnică pentru confecționarea radomului aeronavelor.

O altă direcție urmărită în cercetarea înteprinsă este reducerea costurilor și îmbunătățirea rezistenței la impact, iar acestea se pot realiza folosind materiale cu proprietăți de rezistență foarte bune dar și cu o greutate specifică cât mai mică.

Lucrarea de față își propune realizarea unui material cu proprietăți bune care să protejeze antena radar atât la impact cât și de condițiile meteorologice .

În acest sens se propune un nou material utilizat pentru radom care este alcătuit din fibră de carbon, fagure de aluminiu și fibră de sticlă. Fagurele de aluminiu a fost poziționat cu alveolele pe direcția de propagare a undelor pe zona ferestrei active pentru ca mesajul să nu fie distorsionat și undele emise și receptate să nu fie ecranate.