Il caccia con più titanio

[fabri]

Qualcuno sa dirmi qual'è il caccia che contiene al suo interno più titanio di tutti?Di solito in quali parti della struttura viene usata questa costosissima lega?grazie mille

[F-14]

sicuramente l'SR-71 blackbird!!! per l'86% fatto in titanio :punk:

 

 

edit:

tu cercavi un caccia ?!? o un aereo militare qualsiasi?

 

se cercavi un caccia forse è F-22 che ha più titanio...ma non sono sicuro (65%)

Modificato 19 Giugno 2008 da F-14

[Flaggy]

se cercavi un caccia forse è F-22 che ha più titanio...ma non sono sicuro (65%)

Di titanio nell'F-22 ce n'è parecchio, ma dovrebbe aggirarsi intorno al 39% del peso strutturale.

 

se n'era parlato anche in una recente discussione.

 

Titanium 64 (Ti-64) 36%

Thermoset Composites 24%

Aluminum (Al) 16%

Other Materials* 15%

Steel 6%

Titanium 62222 (Ti-62222) 3%

Thermoplastic Composites >1%

[F-14]

lo usano per la sua leggerezza resistenza al calore e resistenza alla corrosione...

[Flaggy]

lo usano per la sua leggerezza resistenza al calore e resistenza alla corrosione...

Nell'F-22 è usato anche per la sua elevata resistenza al danno, cosa molto importante in un velivolo da guerra che può essere colpito e danneggiato (e infatti l'elevata tolleranza ai danni è una richiesta piuttosto stringente della specifica di progetto del caccia).

Con opportuni trattamenti termici e con una certa composizione le leghe di titanio possono mantere infatti elevati valori della tenacità a frattura e della resistenza ad impatto...senza calare troppo resistenza a fatica ed a trazione (più alte sono le prime e più basse sono le seconde).

In soldoni, più lega di titanio c'è e più danni possono essere sopportati dalla struttura...

[fabri]

Nell'F-22 è usato anche per la sua elevata resistenza al danno, cosa molto importante in un velivolo da guerra che può essere colpito e danneggiato (e infatti l'elevata tolleranza ai danni è una richiesta piuttosto stringente della specifica di progetto del caccia).

Con opportuni trattamenti termici e con una certa composizione le leghe di titanio possono mantere infatti elevati valori della tenacità a frattura e della resistenza ad impatto...senza calare troppo resistenza a fatica ed a trazione (più alte sono le prime e più basse sono le seconde).

In soldoni, più lega di titanio c'è e più danni possono essere sopportati dalla struttura...

perfetto!Grazie mille

[Jack89]

sicuramente l'SR-71 blackbird!!! per l'86% fatto in titanio :punk:

edit:

tu cercavi un caccia ?!? o un aereo militare qualsiasi?

 

se cercavi un caccia forse è F-22 che ha più titanio...ma non sono sicuro (65%)

 

 

si si confermo.. ci ho fatto la tesina sopra ^^

[Pete57]

Una piccolissima correzione: l'SR-71, come il suo predecessore A-12, erano ricognitori e pertanto la palma del "caccia con più titanio" va all'YF-12 che era effettivamente la variante da intercettazione della "famiglia" dei Blackbirds

[F-14]

opps mi sa che hai ragione...c'è ne siamo dimenticati...

[tommy]

mmm....le leghe ti titanio sono utilizzate non per la resistenza (riporto 3 moduli di young: Titanio in lega : 105 GPa; acciaio : 200 GPa; alluminio in lega : 70 Gpa), e neanche per la leggerezza (riporto le densità: Titanio in lega : 4.51 Kg/l ; acciaio : 7.8 Kg/l; alluminio in lega : 2.8 Kg/l).

come vedete le leghe di titanio, sono solo una via di mezzo...concordo sul fatto che il titanio è difficilmente attaccabile da corrosivi, ma in aeronautica si presta attenzione al rapporto "resistenza/peso" e quello delle leghe di titanio è uno dei maggiori...tutto qui...

ah...se si parla di titanio singolarmente, è un'errore dire che è una lega..è un'elemento....bisogna parlare di leghe di titanio...il titanio puro non si usa...troppo "delicato"...

[Flaggy]

Se rapportiamo lo sforzo di rottura al peso specifico otteniamo valori differenti per le varie leghe di titanio, di alluminio e per gli acciai (a seconda degli elementi che costituiscono la lega e dei trattamenti termici che subisce), ma quelle di titanio escono meglio.

Ciò non significa però che siano meglio in assoluto, infatti avere un’elevata resistenza specifica è solo una delle cose richieste a un materiale.

 

Il peso specifico così basso delle leghe di alluminio e ancor più delle leghe di magnesio permette infatti di aumentare considerevolmente lo spessore degli elementi strutturali, consentendo un comportamento anche migliore di quello delle leghe di titanio di fronte a carichi instabilizzanti.

In questo senso è importante il rapporto fra radice quadrata o cubica del modulo di Young e il peso specifico, due rapporti che sono più elevati per le leghe di alluminio e di magnesio di quanto non lo siano per quelle di titanio.

Se per es. ho un pannello sottoposto a taglio o un corrente sottoposto a compressione è meglio averli di sezione elevata per evitare che si “accartoccino”sotto carico.

 

Alla fine gli aerei sono un’accozzaglia di materiali diversi, proprio perché ciascuno ha le sue peculiarità che meglio si adattano alle singole applicazioni, da aereo ad aereo e anche da componente a componente in uno stesso aereo.

Tutto ciò valutando resistenza, rigidezza, resistenza alla corrosione, alla fatica e alle elevate temperature, peso specifico, tenacità, tecnologie costruttive e produttive utilizzabili, costo e via discorrendo...

 

L’imperativo è comunque resistere ai carichi di progetto minimizzando il peso.

 

Proprio facendo una valutazione globale, per tanti anni le leghe di alluminio sono state le preferite, visto che erano un ottimo compromesso fra le varie esigenze, ma oggi, nuovi materiali (tra cui i compositi) e la necessità di andare oltre, ha spinto a una maggiore diversificazione dei materiali usati in campo strutturale.

L’F-22 è solo uno degli esempi di questo “arlecchino” strutturale.

[tommy]

Se rapportiamo lo sforzo di rottura al peso specifico otteniamo valori differenti per le varie leghe di titanio, di alluminio e per gli acciai (a seconda degli elementi che costituiscono la lega e dei trattamenti termici che subisce), ma quelle di titanio escono meglio.

Ciò non significa però che siano meglio in assoluto, infatti avere un’elevata resistenza specifica è solo una delle cose richieste a un materiale.

 

Il peso specifico così basso delle leghe di alluminio e ancor più delle leghe di magnesio permette infatti di aumentare considerevolmente lo spessore degli elementi strutturali, consentendo un comportamento anche migliore di quello delle leghe di titanio di fronte a carichi instabilizzanti.

In questo senso è importante il rapporto fra radice quadrata o cubica del modulo di Young e il peso specifico, due rapporti che sono più elevati per le leghe di alluminio e di magnesio di quanto non lo siano per quelle di titanio.

Se per es. ho un pannello sottoposto a taglio o un corrente sottoposto a compressione è meglio averli di sezione elevata per evitare che si “accartoccino”sotto carico.

 

Alla fine gli aerei sono un’accozzaglia di materiali diversi, proprio perché ciascuno ha le sue peculiarità che meglio si adattano alle singole applicazioni, da aereo ad aereo e anche da componente a componente in uno stesso aereo.

Tutto ciò valutando resistenza, rigidezza, resistenza alla corrosione, alla fatica e alle elevate temperature, peso specifico, tenacità, tecnologie costruttive e produttive utilizzabili, costo e via discorrendo...

 

L’imperativo è comunque resistere ai carichi di progetto minimizzando il peso.

 

Proprio facendo una valutazione globale, per tanti anni le leghe di alluminio sono state le preferite, visto che erano un ottimo compromesso fra le varie esigenze, ma oggi, nuovi materiali (tra cui i compositi) e la necessità di andare oltre, ha spinto a una maggiore diversificazione dei materiali usati in campo strutturale.

L’F-22 è solo uno degli esempi di questo “arlecchino” strutturale.

innanzitutto faccio i miei complimenti a flaggy per il suo intervento: lo definirei chiaro e incredibilmente sintetico (e credimi che è sul serio un complimento questo), ma (non la prendere come una bacchettata) lo invito a stare attento perchè si sta muovendo su un campo minato.

attenzione innanzitutto a parlare di stabilità strutturale, moduli di young, sforzi di rottura e paragoni tra compositi e materiali tradizionali.

mi spiego: la stabilità strutturale dipende da troppi fattori per poterla sintetizzare, ma posso dire che l'influenza principale è data da una combinazione di rigidezza (modulo di young) e momento di inerzia...e non solo dallo spessore degli elementi; inoltre è errato parlare di sforzi di rottura, perchè una tensione (e quindi una forza) di snervamento, che è in realtà il parametro da considerare, è nettamente inferiore a quello di rottura.

tutto ciò vale per i materiali tradizionali...se si parla di compositi il discorso cambia...tali materiali sono innanzitutto anisotropi (si comportano in maniera diversa lungo le varie direzioni), e non si può parlare di tensione di snervamento....

in ogni caso...come ha accennato flaggy, a meno che non ci troviamo in campo militare, la prima cosa a cui si guarda è il budget...partendo da questo si passa alla scelta del miglior compromesso tra resistenza e peso...

per esempio: è inutile andare a fare un aereo di linea in fibra di boro immerso in matrice di titanio nonostante sia praticamente indistruttibile semplicemente perchè costa un casino, è inutile avere tutta quella resistenza (se un aereo cade non mettetevi in testa che si possa fare qualcosa), e poi, per quanto riguarda il peso io ci penserei un po su..........

vi lascio con una massima dei fratelli wrigth pronunciata quando si cominciava a parlare di scatole nere: "abbiamo sentito che hanno pensato di mettere sui velivoli delle scatole di un materiale indistruttibile con degli strumenti per studiare il perchè avvengono gli incidenti.......ma se hanno trovato un materiale indistruttibile, perchè non ci costruiscono tutto l'ereo????????"

paaaace

[Flaggy]

innanzitutto faccio i miei complimenti a flaggy per il suo intervento: lo definirei chiaro e incredibilmente sintetico (e credimi che è sul serio un complimento questo), ma (non la prendere come una bacchettata) lo invito a stare attento perchè si sta muovendo su un campo minato.

Grazie dei complimenti, un po' meno delle bacchettate che io (come altri) prendo proprio come tali...

In effetti ti invito anch'io a stare attento: e non tanto perchè hai parlato di resistenza dei materiali, riportando poi i valori di modulo di Young che ha a che fare con la rigidezza (e questo può creare confusione), quanto perchè qua, per quanto a volte si vada anche in profondità negli argomenti tecnici, i campi minati li si deve evitare per forza di cose, perchè non siamo all'università.

A meno che non sia strettamente necessario, tirar fuori sforzi di snervamento, momenti d'inerzia, carichi di contingenza o verifiche a robustezza (dove gli sforzi di rottura li usi eccome...) ottieni solo di fare un bel monologo che fa capire che l'università la si è fatta, ma in cui pochi ti seguiranno (l'età media del forum è alquanto bassa...).

 

Se non si vuol fare un corso di strutture e materiali aerospaziali o di tecnologie aeronautiche, il modo migliore per spiegare le cose è esporre i concetti più importanti e strettamente inerenti all'argomento in discussione e limitarsi a dire che ci sono molti fattori che concorrono nella progettazione di un velivolo e nella scelta dei materiali, altrimenti si ottiene solo il risultato di incasinare le idee a chi non ha gli strumenti per capire.

Questo è ciò che ho fatto, mi pare senza dire cose inesatte e senza nascondere la complessità che ci sta dietro.

Dopo un po' di tempo nel forum si impara quale sia il limite entro il quale bisogna stare per evitare i campi minati, ma anche le eccessive semplificazioni.

[tommy]

Grazie dei complimenti, un po' meno delle bacchettate che io (come altri) prendo proprio come tali...

In effetti ti invito anch'io a stare attento: e non tanto perchè hai parlato di resistenza dei materiali, riportando poi i valori di modulo di Young che ha a che fare con la rigidezza (e questo può creare confusione), quanto perchè qua, per quanto a volte si vada anche in profondità negli argomenti tecnici, i campi minati li si deve evitare per forza di cose, perchè non siamo all'università.

A meno che non sia strettamente necessario, tirar fuori sforzi di snervamento, momenti d'inerzia, carichi di contingenza o verifiche a robustezza (dove gli sforzi di rottura li usi eccome...) ottieni solo di fare un bel monologo che fa capire che l'università la si è fatta, ma in cui pochi ti seguiranno (l'età media del forum è alquanto bassa...).

 

Se non si vuol fare un corso di strutture e materiali aerospaziali o di tecnologie aeronautiche, il modo migliore per spiegare le cose è esporre i concetti più importanti e strettamente inerenti all'argomento in discussione e limitarsi a dire che ci sono molti fattori che concorrono nella progettazione di un velivolo e nella scelta dei materiali, altrimenti si ottiene solo il risultato di incasinare le idee a chi non ha gli strumenti per capire.

Questo è ciò che ho fatto, mi pare senza dire cose inesatte e senza nascondere la complessità che ci sta dietro.

Dopo un po' di tempo nel forum si impara quale sia il limite entro il quale bisogna stare per evitare i campi minati, ma anche le eccessive semplificazioni.

bhe..io sono un addetto ai lavori, ma sono anche nuovo...quindi mi prendo le bacchettate!

spero però che il mio grado di recluta mi possa in qualche modo giustifcare!..

ciao belllo!!!!!!!!!!

[Captor]

Vedo con piacere che vi siete chiariti.

 

Quello che ha detto Flaggy è giustissimo. Ricordo che la maggioranza degli utenti del forum non sono "tecnici", quindi è perfettamente inutile parlare di concetti che vengono capiti dall'1% degli iscritti al forum! Poi non c'è problema se dovesse scappare qualche topic di "delirio ingegneristico" , però in generale è bene parlare per essere capiti da tutti.

 

--------

 

In particolare qui si stava parlando di materiali, e non di instabilità in generale!! Flaggy ha nominato l'instabilità solo per spiegare (correttamente, quindi non c'era bisogno di correggerlo, vedi link) che esistono degli indici di merito che mi dicono che le leghe di alluminio resistono meglio di quelle di titanio a carichi che tendono ad instabilizzare (cioè ad "accartocciare") un componente strutturale.

 

Così, chi non lo sapeva, adesso sa perchè le leghe di alluminio sono così diffuse in ambito aeronautico.

 

[tommy]

Vedo con piacere che vi siete chiariti.

 

Quello che ha detto Flaggy è giustissimo. Ricordo che la maggioranza degli utenti del forum non sono "tecnici", quindi è perfettamente inutile parlare di concetti che vengono capiti dall'1% degli iscritti al forum! Poi non c'è problema se dovesse scappare qualche topic di "delirio ingegneristico" , però in generale è bene parlare per essere capiti da tutti.

 

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In particolare qui si stava parlando di materiali, e non di instabilità in generale!! Flaggy ha nominato l'instabilità solo per spiegare (correttamente, quindi non c'era bisogno di correggerlo, vedi link) che esistono degli indici di merito che mi dicono che le leghe di alluminio resistono meglio di quelle di titanio a carichi che tendono ad instabilizzare (cioè ad "accartocciare") un componente strutturale.

 

Così, chi non lo sapeva, adesso sa perchè le leghe di alluminio sono così diffuse in ambito aeronautico.

 

ma sbagio o in generale il discorso è stato rivolto ai materiali e la stabilità è stata toccata in maniera marginale e per chiarezza???????????????