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TECNOLOGIE E MATERIALI AEROSPAZIALI – Ver. 01 CAP. 9 -LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI SPECIALI

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autorizzazione. Copyright Dipartimento Ingegneria Aerospaziale - Legge Italiana sul Copyright 22.04.1941 n. 633.

G. Sala, L. Di Landro, A. Airoldi, P. Bettini 1 Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale – Politecnico di Milano

CAPITOLO

9

9 LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E

LEGHE PER APPLICAZIONI AEROSPAZIALI

SPECIALI

Sinossi

er condizioni di temperatura molto elevata e/o

ambiente aggressivo, le leghe metalliche discusse

nei capitoli precedenti trovano forti limitazioni.

Trasformazioni di fase, sovrainvecchiamento,

corrosione ed ossidazione sono solo alcuni dei

fenomeni che possono rendere inutilizzabile un

metallo in condizioni ostili. La necessità di metalli

capaci di mantenere caratteristiche strutturali e

integrità chimica anche a caldo ha portato allo

sviluppo di nuove leghe metalliche e di nuove

tecnologie di lavorazione in grado di controllarne la

struttura per poterne sfruttare al massimo le

combinazioni di resistenza meccanica statica, a creep e

a fatica anche a temperature molto elevate.

Componenti di turbine a gas e propulsori jet quali

palettature ed elementi interni alla camera di

combustione sono state tra le prime applicazioni delle

superleghe e delle leghe refrattarie, ora diffusamente

impiegate nella lavorazione a caldo dei metalli (forni,

filiere, etc.), nei processi di estrazione e raffinazione

del petrolio, nei sistemi di generazione di energia,

negli impianti nucleari, nei propulsori aeronautici e

spaziali, nelle protezioni termiche.

Le superleghe a base di nichel, ferro-nichel, cobalto

trovano applicazione per temperature tipicamente

superiori a 500 °C e fino a circa 1200 °C. Per temperature

superiori sono impiegati metalli refrattari e le

corrispondenti leghe; questi sono costituiti da metalli ad

alto punto di fusione, in genere superiore a 2000 °C e fino

ad oltre 3000 °C. Le superleghe e la maggior parte dei

metalli refrattari, tuttavia, presentano densità anche molto

elevate che ne limitano un più esteso impiego.

Tra i metalli che trovano applicazione in campo

aerospaziale, grazie alla loro particolare combinazione di

caratteristiche specifiche, vanno segnalati il berillio con le

sue leghe e gli intermetallici. Lo sviluppo di questi ultimi,

basati su metalli relativamente leggeri (Al, Ti), ha reso

disponibili materiali con combinazioni di densità,

prestazioni meccaniche (anche a caldo), resistenza ad

ossidazione competitive con quelle delle comuni

superleghe per molte applicazioni anche aerospaziali.

Processi speciali di raffreddamento ultrarapido

consentono di ottenere particolari leghe metalliche

amorfe, cioè non dotate di una struttura cristallina.

Sebbene limitate relativamente alle temperature di

possibile utilizzo, queste leghe sono alla base di materiali

sviluppati in anni recenti, dotati di proprietà particolari e

per molti aspetti superiori a quelle dei corrispondenti

cristallini.

P





In questo Capitolo vengono presentati i principali

materiali metallici utilizzati alle alte temperature e le

tecnologie impiegate per la loro lavorazione. Vengono

inoltre riportate le principali caratteristiche delle leghe

amorfe e dei materiali ottenuti dalla loro lavorazione.

9.1 Le leghe di nichel, le superleghe –

Caratteristiche generali

e leghe di nichel e di cobalto vengono impiegate

per la protezione da corrosione e dalle alte

temperature, sfruttando il loro alto punto di fusione e

la loro resistenza meccanica. Il nichel ha struttura

cristallina CFC che conferisce buona tenacità e

deformabilità a freddo e a caldo. Il cobalto presenta

struttura cristallina EC a bassa temperatura che si

trasforma in CFC al di sopra di 417 °C. Le proprietà

generali del nichel e del cobalto sono riportate nelle

Tabella 9.1 e Tabella 9.2.

Tabella 9.1 – Proprietà generali del nichel

Numero atomico 28

Peso atomico 58,69

Struttura cristallina Cubico faccia centrato

Colore Bianco

Densità (g/cm3) 8,88

Punto di fusione (°C) 1455

Punto di ebollizione (°C) 3380

Calore specifico (J/g °C) 0,46

Cond. termica (W/m°C) 60,7

Coeff. esp. termica (°C-1

) 13,1 x 10-6

Calore fusione (J/g) 305,6

Calore vaporizzazione (J/g) 5862

Cond. elettrica (% risp. Cu) 26

Resist. spec. (ohm mm) 64

Potenziale elettrod. (V) -0,25

Suscett. magnetica ferromagnetico

Modulo di Young (GPa) 207

Resist. traz. (ricotto) (MPa) 45

Durezza (ricotto) (DPN) 75

Le leghe di nichel possiedono ottima resistenza a

corrosione. L’aggiunta di rame ne aumenta la

resistenza meccanica per soluzione solida con un

massimo intorno al 60% Ni (Cu e Ni presentano

miscibilità completa). Leghe Cu-Ni, i Monel, possono

essere indurite per aggiunta di Al e Ti; la

precipitazione di fasi coerenti Ni3Al e Ni3Ti

conferisce ulteriore aumento della resistenza a seguito

di invecchiamento. I precipitati resistono a

sovrainvecchiamento fino a oltre 400 °C. I Monel

vengono impiegati in scambiatori di calore, componenti

idraulici (pompe, valvole), in applicazioni marine grazie

alla loro superiore resistenza a corrosione in acqua salata e

alla loro tossicità nei confronti dei microrganismi

incrostanti. La Figura 9.1 mostra l’andamento della

resistenza con la temperatura di alcune leghe di Ni.

Tabella 9.2 – Proprietà generali del cobalto

Numero atomico 27

Peso atomico 58,94

Struttura cristallina Esagonale < 417 °C

CFC >417 °C

Colore Bianco argenteo/blu

Densità (g/cm3) 8,80

Punto di fusione (°C) 1493

Punto di ebollizione (°C) 3100

Calore specifico (J/g °C) 0,44

Cond. termica (W/m°C) 69,21

Coeff. esp. termica (°C-1

) 12,5 x 10-6

Calore fusione (J/g) 259,6

Calore vaporizzazione (J/g) 3280

Cond. elettrica (% risp. Cu) 27,6

Resist. spec. (ohm mm) 62,4

Potenziale elettr. (V) -0,28

Suscett. magnetica ferromagnetico

Modulo di Young (GPa) 211

Resist. traz. (MPa) 240

Durezza (DPN) 230

Figura 9.1 – Resistenza di alcune leghe a base Ni in funzione

della temperatura

L





Diverse leghe del Ni presentano caratteristiche

particolari. Leghe Ni-Fe con il 36% di Fe (Invar)

possiedono coefficiente di espansione termica quasi

nullo, con conseguente ottima stabilità dimensionale.

Leghe Ni-Ti con circa 50 % di Ti (Nitinol) presentano

effetto di memoria di forma sfruttato in diverse

applicazioni in campo biomedico, meccanico,

aerospaziale (Le leghe a memoria di forma vengono

discusse nel Capitolo 52).

Le superleghe sono leghe a base Ni, a base Fe-Ni, a

base Co resistenti ad alte temperature e impiegate in

elementi strutturali altamente sollecitati, destinati ad

operare spesso oltre 600 °C. Diverse superleghe sono

idonee ad impieghi strutturali a temperature superiori a

80-85 % della loro temperatura di fusione. Sono

caratterizzate da combinazioni di resistenza

meccanica, a fatica e a creep, resistenza a corrosione e

capacità di sopportare alte temperature per periodi

continui non raggiunte da altri metalli. Le superleghe

sono i materiali primari impiegati nelle zone calde di

propulsori jet come palettature di rotori e statori,

camera di combustione, superfici a contatto con gas

combusti e rappresentano spesso oltre il 50 % del peso

del motore. Applicazioni tipiche in ambito motoristico

sono mostrate nella Figura 9.2. Si può notare come,

passando dalla sezioni più fredde, in aspirazione, verso

le sezioni più calde, in uscita, i materiali impiegati

passano dalle leghe di alluminio, al titanio, alle

superleghe di Ni.

Figura 9.2 – Materiali tipici impiegati nella costruzione

di un motore aeronautico

Le superleghe vengono utilizzate anche in altre

applicazioni industriali che richiedono resistenza

meccanica ad alta temperatura e resistenza a

corrosione. Queste applicazioni comprendono

propulsori di razzi, turbine a gas e a vapore, motori

alternativi, collegamenti ad alta resistenza, attrezzature

e forni per la lavorazione dei metalli, impianti chimici

e petrolchimici, componenti biomedici.

Generalmente, le leghe a base nichel vengono impiegate

alle temperature più alte, seguite dalle leghe a base

cobalto e infine a base ferro-nichel. Le Figura 9.3 e Figura

9.4 mostrano le caratteristiche di resistenza a lungo

termine in funzione dei range operativi di diverse classi di

superleghe.

Figura 9.3 – Comportamento a rottura a seguito di

sollecitazione continua a 650 °C e 1100 °C di diverse

superleghe a base Ni e a base Co.

Figura 9.4 – Resistenza a sollecitazione continua (100 h) di

diverse tipologie di superleghe in funzione della

temperatura.

9.2 Le superleghe a base nichel, ferro-

nichel, cobalto

e superleghe vengono classificate in leghe da

deformazione plastica (principalmente a base Fe-Ni) e L





leghe da colata (principalmente a base Ni e Co).

Contengono alliganti in quantità rilevanti, che

conferiscono caratteristiche di resistenza meccanica

statica e a creep ad elevate temperature, oltre che di

resistenza a corrosione, superiori a quelli degli acciai.

L’aggiunta di elementi di lega come Cr, Co (nelle

leghe a base Ni e Fe-Ni), Mo, W, Ta, Al, Ti, Nb, Ni (in

leghe a base Co) consente di sfruttare sinergicamente

diversi meccanismi di indurimento per alligazione.

Inoltre, ulteriore incremento delle proprietà

meccaniche viene ottenuto mediante controllo dei

processi di produzione.

Le caratteristiche di resistenza ad alta temperatura e di

resistenza a sollecitazione continua (creep) dipendono

da fattori microstrutturali quali:

quantità e forma dei precipitati coerenti

dimensione e forma dei grani

distribuzione dei carburi

Questi fattori, a loro volta, sono controllati tramite la

composizione e le tecnologie di lavorazione. In

generale le leghe da colata presentano grano grosso,

segregazione ai bordi di grano e di conseguenza

migliori caratteristiche di resistenza a creep ad alta

temperatura. Leghe da deformazione plastica hanno

grano più fine, maggiore resistenza statica e a fatica.

Alcune superleghe vengono sottoposte ad indurimento

per precipitazione a seguito di invecchiamento

artificiale, in altre il rafforzamento è ottenuto

principalmente da soluzione solida. In campo

motoristico aeronautico, fusioni a grano grosso sono

preferite per applicazioni come palettature di turbine

progettate a limite di creep e di resistenza a

sollecitazione continua ad alta temperatura, mentre

forgiati a grano fine sono preferiti per i dischi di

supporto progettati a limite di resistenza e resistenza a

fatica.

Sebbene il ferro abbia struttura CCC e il cobalto EC,

gli alliganti in grande quantità conferiscono anche alle

superleghe a base Fe-Ni e Co una struttura CFC

(austenitica) a temperatura ambiente. Anche queste

presentano quindi molti dei vantaggi di lavorazione delle

strutture CFC, quali la buona deformabilità e risposta a

incrudimento.

Le superleghe a base Ni e Fe-Ni sono rafforzate sfruttando

meccanismi di soluzione solida, precipitazione

(invecchiamento) e formazione di carburi ai bordi di

grano. La matrice di Ni, costituita da fase austenitica,

contiene una grande percentuale di elementi solubilizzati

come cromo, cobalto, molibdeno, tungsteno, titanio,

alluminio. Titanio e alluminio conferiscono anche un

notevole incremento di resistenza a seguito della

formazione di precipitati coerenti. A temperature superiori

a 0,6 Tfusione, in cui sono attivi i fenomeni di scorrimento a

creep controllati dalla diffusione, la presenza di elementi

come molibdeno e tungsteno consente di rallentare la

velocità di diffusione riducendo la deformazione sotto

sollecitazione continua (creep) ad alta temperatura.

Elevata resistenza a creep ad alta temperatura risulta

anche dalla formazione di fasi disperse ai bordi di grano

costituiti prevalentemente da carburi di Cr, Ti, Ta, Nb, W.

La formazione di carburi avviene durante i trattamenti

termici o durante l’utilizzo ad alte temperature.

I carburi nelle superleghe assolvono a due funzioni

fondamentali. Primo, i carburi ai bordi di grano, se

opportunamente distribuiti per quantità e forma, ne

impediscono o ritardano lo scorrimento. Secondo, la

dispersione di carburi intragrano incrementa la durezza e

la resistenza; questo risulta particolarmente significativo

nelle leghe a base cobalto, che sono solo limitatamente

indurite per formazione di fasi coerenti.

Le leghe commerciali, quindi, hanno composizioni

piuttosto complesse che possono includere anche una

dozzina di alliganti. La Tabella 9.3 riporta i principali

elementi di lega impiegati nelle superleghe con le

corrispondenti funzioni.

Le Tabella 9.4 e Tabella 9.5 riportano la composizione e

la denominazione commerciale di diverse superleghe.

Tabella 9.3– Principali alliganti nelle superleghe

Alligante % (in leghe Ni e Fe-

Ni)

% (in leghe Co) Funzione

Cromo 5-25 19-30 Resistenza a corrosione e ossidazione,

soluzione solida, formazione carburi

Cobalto 0-20 - Controllo quantità di precipitati

Nichel - 0-22 Stabilizzazione fase CFC, formazione

precipitati

Molibdeno,

Tungsteno

0-12 0-15 Formazione carburi, soluzione solida

Alluminio, Titanio 0-10 0-5 Formazione precipitati

Tantalio 0-10 0-9 Formazione carburi, soluzione solida,

resistenza chimica

Niobio 0-5 0-4 Formazione carburi, soluzione solida,

formazione precipitati (in leghe Ni e Fe-

Ni)





Tabella 9.4 – Composizione nominale di alcune superleghe da deformazione plastica

Tabella 9.5 – Composizione nominale di alcune superleghe da colata





La presenza di cromo e alluminio in elevate quantità,

inoltre, consente di incrementare la resistenza ad

ossidazione a caldo, a seguito della formazione di

ossidi superficiali stabili Cr2O3 e Al2O3 (passivazione).

Nelle leghe a base Ni e Fe-Ni le principali fasi

precipitate che si formano a seguito di trattamenti di

tempra e invecchiamento sono strutture coerenti e

ordinate ’, principalmente Ni3(Al,Ti), in cui gli atomi

di Al e Ti si trovano in posizioni ordinate all’interno

della struttura cristallina conferendo superiore

resistenza al moto delle dislocazioni. I precipitati ’

presentano cella cristallina con dimensioni molto simili

a quelle della matrice (mismatch inferiore a 0,1%); di

conseguenza, i precipitati, che si formano in quantità

rilevanti, presentano alta stabilità alla temperatura e al

sovrainvecchiamento a temperature che possono

superare 0,7 Tfusione. La resistenza alle alte temperature

aumenta all’aumentare del contenuto di fasi precipitate

coerenti (fasi ’), che è funzione del contenuto di Al e

Ti (Figura 9.5). Esempi di tali materiali sono la lega da

deformazione plastica Waspaloy e le leghe da colata

Renè 80 e Inconel 713C.

La maggior parte delle leghe a base Ni forgiate

contiene fasi precipitate tra il 20 e il 45 % in volume,

mentre leghe da colata possono raggiungere il 60%.

I trattamenti di solubilizzazione e invecchiamento

richiedono temperature molto superiori a quelle

impiegate per altre leghe invecchiabili (ad esempio di

Al o Ti); inoltre spesso sono richiesti cicli di

invecchiamento ripetuti per ottimizzare le

caratteristiche richieste nelle diverse applicazioni. La

solubilizzazione richiede tipicamente temperature

superiori a 950-1200 °C e viene seguita da tempra e

invecchiamento artificiale a 700-900 °C.

La Figura 9.6 mostra una micrografia di una superlega

Astroloy sottoposta ad invecchiamento artificiale in cui

sono visibili precipitati ’ (cuboidi) intragranulari di

diverse dimensioni e carburi precipitati ai bordi di

grano

Le leghe a base Fe-Ni sono il risultato dell’evoluzione

degli acciai inossidabili austenitici con contenuto di Ni

superiore al 25%. Contengono inoltre elevati tenori (>

15%) di cromo per ottenere resistenza a ossidazione ad

alta temperatura ed elementi in grado di dare

indurimento per soluzione solida (Mo) e precipitazione

(Ti, Al, Nb). In particolare nella importante lega

Inconel 718, la presenza di niobio favorisce la

formazione di precipitati coerenti diversi (”), anche se

con minore stabilità alla temperatura rispetto ad altre

superleghe. Ciò nonostante Inconel 718 resta una delle

più usate, in particolare per temperature fino a 600 °C.

La Figura 9.7 mostra il motore GE CF6 (Boeing,

Airbus, MD, …) e la distribuzione dei diversi materiali

impiegati nella costruzione.

Figura 9.5 – Resistenza a 870 °C di leghe a base Ni in

funzione del contenuto di Al e Ti

Figura 9.6 – Micrografia ottica di una lega Astroloy

sottoposta a deformazione plastica e invecchiamento

artificiale. Sono visibili le fasi ’ (cuboidi) intragranulari

e le particelle di carburi ai bordi di grano.

Alcune superleghe a base Fe-Ni presentano un basso

coefficiente di espansione termica (ad es. Incoloy 903),

che le rende idonee per importanti applicazioni che

richiedono tolleranze strette tra componenti rotanti e

statici.

Il cobalto ha struttura esagonale compatta fino a 430 °C

che si trasforma in CFC a temperature superiori.

L’aggiunta di Ni, tuttavia, stabilizza la fase CFC anche

a temperatura ambiente. Le leghe di Co da fonderia

sono costituite da Co con 20-30% Cr, 5-10% W e C

fino a 1%. Le leghe da deformazione plastica





contengono Ni (circa 20%), che conferisce alta

deformabilità e lavorabilità.

Figura 9.7 – Distribuzione dei diversi materiali nella

costruzione del motore aeronautico General Electric

CF6.

A differenza delle leghe di Ni e Fe-Ni, i meccanismi di

indurimento sono essenzialmente per soluzione solida e

formazione di carburi, mentre l’effetto di indurimento

per precipitazione è molto ridotto. Presentano buone

caratteristiche di stabilità e resistenza a sollecitazione

continua a caldo fino ad oltre 900 °C, ma sono seconde

rispetto alle leghe a base Ni per strutture altamente

sollecitate; trovano in genere applicazioni per

componenti statici limitatamente sollecitati a lungo

termine, ad esempio in corrispondenza della camera di

combustione. Inoltre presentano ottima resistenza a

corrosione ad alta temperatura, grazie anche all’elevato

tenore di Cr, e migliore saldabilità rispetto alle leghe a

base Ni.

Oltre ad applicazioni aeronautiche, le leghe di cobalto

trovano impieghi in ambito industriale grazie alle

caratteristiche di resistenza a corrosione e abrasione.

A seguito delle elevate caratteristiche di resistenza

meccanica anche ad alta temperatura e della necessità

di controllo accurato delle microstruttura, le superleghe

richiedono spesso l’impiego di tecniche di lavorazione

non convenzionali quali ad esempio tecniche di

metallurgia delle polveri, di solidificazione direzionale

e in monocristallo. Tecniche di metallurgia delle

polveri, in cui i costituenti della lega sono ridotti in

polveri fini e sottoposti a pressatura isostatica a caldo

(HIP) per ottenere componenti near net-shape oppure

consolidati per estrusione o laminazione a caldo

consentono di ottenere componenti dispersioni ultrafini

dotati di alta resistenza a creep.

Figura 9.8 – Energia specifica di lavorazione in funzione

della variazione di sezione durante forgiatura per

compressione a caldo





Figura 9.9 – Lavorabilità per deformazione a caldo di diverse leghe e superleghe commerciali di Ni e Fe-Ni.

La Figura 9.8 mostra un confronto tra le energie

specifiche di deformazione di diversi materiali. Si nota

che, mentre la lega Fe-Ni A-286 presenta

caratteristiche simili ad un acciaio 4340, alcune

composizioni, come la Renè 41 che contiene una

quantità di precipitati consistentemente superiore a A-

286, risulta di difficile lavorazione. La Figura 9.9

riporta le finestre di lavorabilità per formatura a caldo

di diverse superleghe. Un accurato controllo delle

condizioni di deformazione (temperature, entità e

velocità di deformazione) e dei trattamenti termici





eventualmente impiegati permette di ottimizzare la

risposta a fatica e creep.

Simili considerazioni possono essere applicate per le

lavorazioni a freddo: sebbene molte superleghe

possano essere formate con tecniche analoghe a quelle

impiegate per gli acciai, l’elevata velocità di

incrudimento e l’alta resistenza a snervamento rendono

i processi più difficili. La deformazione richiede un

maggiore dispendio di energia e rende spesso necessari

cicli termici intermedi. La Figura 9.10 mostra l’effetto

dell’incrudimento per diverse superleghe in funzione

della deformazione a freddo. Si osserva come la lega di

cobalto S-816 mostri la maggiore velocità di

incrudimento.

Figura 9.10 – Incrudimento per deformazione a freddo

di diverse leghe e superleghe.

Le superleghe da colata sono state impiegate per la

produzione di palettature di rotori e statori di motori

aeronautici mediante fusioni a cera persa o in stampo a

partire dagli anni ’60. L’introduzione di tecniche di

solidificazione direzionale e in monocristallo a partire

dagli anni ’80 ha contribuito, insieme agli sviluppi di

progettazione, all’incremento delle temperature

operative di questi materiali, migliorandone

l’efficienza strutturale, in particolare relativamente al

comportamento a creep e resistenza a lungo termine

delle palettature dei propulsori. Fusioni policristalline

vengono ancora impiegate in componenti complessi

statici e di grandi dimensioni (scatole del compressore,

del diffusore, del reattore, elementi strutturali del

motore).

Le tecniche di colata tradizionali portano ad una

struttura a grani equiassici, le cui dimensioni possono

essere accresciute mediante trattamenti termici per

ottenere migliori prestazioni a creep. Tecniche di

solidificazione direzionale consentono di ottenere

struttura a grani colonnari con direzione di crescita

parallela all’asse della paletta di turbina, esenti da bordi

di grano trasversali, potenziali siti di innesco di

frattura. La solidificazione direzionale viene condotta

imponendo un gradiente di temperatura durante la

solidificazione, rimuovendo il calore da un estremo

dello stampo. La Figura 9.11 mostra uno stampo

raffreddato, estratto lentamente dal fondo della fornace,

così da generare un forte gradiente di temperatura nel

metallo in solidificazione.

Figura 9.11 – Solidificazione direzionale di superleghe.

Un ulteriore sviluppo nella tecnica di solidificazione

direzionale, la solidificazione in monocristallo, ha

portato a promuovere la crescita di un solo grano

colonnare nello stampo, generando così un manufatto

esente da bordi di grano. La tecnica più diffusa impiega

un condotto/selettore a spirale (pig-tail) che collega una

sezione di inizio solidificazione con l’estremità

inferiore dello stampo e consente la crescita di un solo

grano all’interno dello stesso stampo (Figura 9.12); un

unico grano si affaccia al fondo dello stampo ed ha la

possibilità di crescere fino a completa solidificazione.





Figura 9.12 – Solidificazione direzionale di un

monocristallo.

La Figura 9.13 e la Figura 9.14 mostrano esempi di

strutture ottenute nei diversi casi e le differenze di

prestazioni risultanti.

Figura 9.13 – Palette di turbina prodotte mediante

diverse tecniche di solidificazione.

Figura 9.14 – Comportamento a creep a 900 °C di

palette di turbina in superlega Mar-M200 prodotte

mediante diverse tecniche di solidificazione.

L’evoluzione delle tecniche di solidificazione ha

consentito pertanto un importante incremento nelle

prestazioni dei componenti aeronautici in superlega ed

in particolare dei componenti motoristici. La Figura

9.15 mostra ad esempio l’incremento nella temperatura

operativa conseguente allo sviluppo delle tecniche di

lavorazione delle superleghe.

Le superleghe presentano notevoli difficoltà di

lavorazione all’utensile, seconde solo alle leghe di

titanio. Le ragioni di queste difficoltà derivano dalle

seguenti caratteristiche.

Elevata resistenza anche ad alta temperatura

Rapido incrudimento durante la lavorazione

Presenza di carburi duri, fortemente abrasivi

Bassa conducibilità termica

Tendenza dei trucioli a saldarsi con gli utensili

Anche queste caratteristiche, tuttavia, variano

sensibilmente nelle diverse leghe e, in generale leghe a

base Fe-Ni presentano migliore lavorabilità all’utensile

rispetto a leghe a base Ni e Co.

Le superleghe possono essere sottoposte a saldatura

all’arco o brasatura con Ni+alliganti che permettono la

formazione di giunzioni di alta efficienza (Figura 9.16)





Figura 9.15 – Evoluzione delle prestazioni a creep a caldo delle superleghe a partire dalla loro comparsa negli anni ‘40

Figura 9.16 – Resistenza di giunzioni in superlega

ottenute per brasatura in funzione della temperatura

operativa.

9.3 Gli intermetallici di Al, Ni, Ti

l diagramma di fase Ni-Al (Figura 9.17) mostra la

presenza di due composti intermetallici stabili Ni3Al

e NiAl (indicate come fase e fase rispettivamente)

aventi struttura ordinata, in cui atomi di Ni e di Al

occupano specifiche posizioni nel reticolo cristallino;

tali strutture sono derivate da CFC nel primo caso e da

CCC nel secondo caso.

Questi materiali presentano diverse potenzialità per

impieghi ad alte temperature; infatti possono formare

ossidi superficiali compatti e resistenti che

conferiscono ottima resistenza ad ossidazione. Inoltre

hanno alta temperatura di fusione e, grazie alla

presenza di alluminio, densità relativamente bassa. La

Tabella 9.6 riporta alcune caratteristiche fisiche e

meccaniche degli intermetallici di Ni e Al. A seguito

della maggiore temperatura di fusione, NiAl ha

maggiori potenzialità per applicazioni ad alta

temperatura.

Come avviene per la maggior parte dei composti

intermetallici, questi materiali sono tendenzialmente

fragili; tuttavia questa caratteristica può essere

modificata controllandone la composizione e le

tecniche di lavorazione. La possibilità di impiego ad

alta temperatura e la minore densità rispetto al nichel

rendono queste leghe potenziali sostituti per le

superleghe di nichel, in particolare nel campo

motoristico aerospaziale.

Ni3Al presenta un comportamento meccanico anomalo,

in quanto il carico di snervamento aumenta

all’aumentare della temperatura, fino a circa 600 °C.

L’aggiunta di alcuni alliganti può interferire con i

meccanismi di scorrimento incrementando in modo

sensibile la resistenza del materiale. La Figura 9.18

mostra l’andamento anomalo del carico di snervamento

con la temperatura e l’effetto dell’aggiunta di afnio

come alligante sul comportamento meccanico di Ni3Al.

I





Figura 9.17 – Diagramma di fase Ni – Al.





Tabella 9.6 – Caratteristiche fisiche e modulo elastico di NiAl e Ni3Al

La fragilità a freddo degli alluminuri di nichel è il

risultato della formazione e propagazione di fratture

intergranulari. Mentre monocristalli di Ni3Al risultano

dotati di buona duttilità a temperatura ambiente

materiali policristallini (a grani) risultano fragili.

Tuttavia, anche in questo caso, la presenza di piccole

quantità di alliganti può incrementare sensibilmente la

deformabilità. La Tabella 9.7 mostra l’effetto della

presenza di tracce di boro sulla duttilità e sulla

resistenza di Ni3Al in diversi ambienti operativi.

Figura 9.18 – Effetto della temperatura e della presenza

di afnio sul carico di snervamento di Ni3Al.

Fusioni di Ni3Al presentano vita a fatica a 650 °C in

aria notevolmente superiore a quella di alcune

superleghe come ad esempio IN 713C. Anche in

condizioni di temperatura superiore a 700 °C, fino ad

oltre 1000 °C, alcune leghe a base Ni3Al (ad es. con

boro) prodotte per solidificazione direzionale

presentano caratteristiche di resistenza a ossidazione e

a creep rispetto a superleghe di Ni ottenute con

analoghe tecniche.

Componenti in leghe Ni3Al possono essere prodotti per

fusione in stampo, per deformazione a caldo, per

estrusione di polveri ad alta temperatura (1100-1200

°C). Ni3Al possono trovare impiego in componenti per

motori diesel (turbocompressori), parti di sistemi per la

lavorazione a caldo dei metalli, stampi, palettature di

turbine, componenti di motori jet, ottenuti per

solidificazione direzionale o in monocristallo.

Tabella 9.7 – Effetto dell’ambiente sulle proprietà

meccaniche a temperatura ambiente di Ni3Al con e senza

presenza di boro

Leghe NiAl presentano densità inferiore a Ni3Al

(Tabella 9.6), ottima resistenza a ossidazione, bassa

tenacità a freddo, ma con duttilità che migliora

sensibilmente ad alta temperatura (T>600 °C).

L’aggiunta di alliganti con limitata solubilità (come Zr

e Hf) consente di indurire per dispersione le leghe

incrementando la resistenza a creep ad alta

temperatura. Lavorazioni con tecniche di metallurgia

delle polveri consentono l’aggiunta di fasi dure

disperse come nitruri, carburi, boruri di Al, Ti, Hf che

determinano un miglioramento delle caratteristiche

meccaniche ad alta temperatura. Anche questi materiali

risultano competitivi in termini di prestazioni a caldo

con le superleghe di nichel.

Le tecnologie di lavorazione impiegate sono la

deformazione plastica a caldo, la fusione in stampo,

l’estrusione di polveri a caldo, la solidificazione

direzionale o in monocristallo. Le proprietà

meccaniche del monocristallo dipendono fortemente

dalla direzione cristallografica, con carichi di

snervamento variabili tra 300 e 1000 MPa. La presenza





di tracce di alliganti (ad es. Fe, C, O) consente un

notevole aumento della duttilità.

Possibili applicazioni sono palettature di turbine in

singolo cristallo (processo Czochralski),

turbocompressori, parti rotanti di motori, matrici per

compositi a matrice metallica. La Figura 9.19 mostra

una paletta di turbina ottenuta per asportazione da un

lingotto in singolo cristallo di NiAl.

Figura 9.19 – Paletta di turbina di motore jet (sezione di

alta pressione) fresata da un lingotto a singolo cristallo

di NiAl.

Le leghe di titanio consentono un notevole risparmio di

peso rispetto alle superleghe, ma presentano

temperature di impiego limitate, inferiori a 600 °C a

causa della elevata velocità di ossidazione, oltre a più

limitate prestazioni meccaniche, in condizioni di

temperature elevate. Gli alluminuri di titanio, TiAl e

Ti3Al presentano maggiori potenzialità di sostituzione

delle superleghe in sistemi aerospaziali. Sono infatti

caratterizzati da densità molto inferiori alle superleghe

e buona resistenza ad ossidazione a caldo. La Figura

9.20 mostra il diagramma di fase Ti-Al in cui si

evidenziano le fasi intermetalliche TiAl () e Ti3Al ()

aventi strutture ordinate (tetragonale, derivata da CFC

nel primo caso ed esagonale compatta nel secondo).

In generale hanno rigidezza inferiore rispetto alle

superleghe, ma il modulo elastico si mantiene elevato

fino ad alte temperature; inoltre presentano proprietà

meccaniche a caldo (snervamento, resistenza a creep e

a fatica) superiori alle leghe di titanio, grazie alla

minore velocità di diffusione conseguente alla struttura

ordinata con atomi di Al e Ti nel reticolo cristallino. La

Tabella 9.8 confronta le caratteristiche fisiche ed

alcune proprietà meccaniche di leghe di Ti, alluminuri

di Ti e superleghe.

In termini di proprietà specifiche gli alluminuri sono

per diversi aspetti marcatamente superiori alle

superleghe (Figura 9.21).

Fattori limitanti per un più esteso impiego sono la

bassa duttilità a temperatura ambiente e la ridotta

resistenza a ossidazione a temperature superiori a 800

°C. Ad alta temperatura, infatti si ha tendenza alla

formazione di ossido di titanio (TiO2) anziché di

alluminio (Al2O3), più stabile e protettivo.

In campo aerospaziale, alluminuri di titanio hanno

applicazioni potenziali in componenti di propulsori jet

in particolare prodotti per fusione con notevole

risparmio di peso rispetto alle superleghe. Alluminuri

trovano impieghi anche in alternativa alle leghe di

titanio sia in campo motoristico che in componenti

strutturali. Esempi di impiego sono palettature del

compressore e della turbina in motori jet, elementi

degli statori (l’anello di supporto interno dello statore

in Ti3Al ha consentito una riduzione di peso del 43%

rispetto al corrispondente in superlega) e dei rotori. E’

importante considerare che una riduzione del peso delle

palettature rotanti comporta minori sollecitazioni

centrifughe con possibilità di alleggerimento dei dischi

di supporto e conseguentemente migliori prestazioni.

La temperatura massima dei componenti rotanti

soggetti a condizioni critiche per sollecitazioni di

fatica, creep, tenacità è di circa 760 °C.

Anche in campo automobilistico, la leggerezza e la

resistenza ad alta temperatura rende questi materiali

competitivi in elementi in cui le forze centrifughe e di

inerzia diventano fattori importanti per le prestazioni

del motore, come ad esempio il rotore del

turbocompressore e le valvole di scarico.

Un ulteriore miglioramento della resistenza ad

ossidazione a caldo può essere ottenuta mediante

rivestimenti come Al3Ti.

Le Figura 9.22 -Figura 9.23 mostrano alcuni esempi

applicativi di alluminuri di titanio.





Figura 9.20 – Diagramma di fase Ti – Al.





Tabella 9.8 – Proprietà di leghe di titanio, alluminuri di titanio, superleghe

Figura 9.21 – Confronto del carico di snervamento specifico, del modulo elastico specifico, del coefficiente di dilatazione termica di

TiAl, due superleghe (IN718 e IN625) e una lega di titanio (Ti-6Al-4V)





Figura 9.22 – Prototipo di paletta di turbina di bassa

pressione (Low Pressare Turbine) in Ti 48-2-2 (48 Al, 2

Nb, 2 Cr - % atom) per il motore GE90.

Figura 9.23 – Sottoelemento di test di pannellatura in

TiAl (ottenuto per deformazione plastica) per il flap

divergente sviluppato per l’ugello del propulsore

nell’ambito del progetto NASA – HSR (High Speed

Research)

9.4 I metalli refrattari

n situazioni estreme per temperatura e condizioni di

corrosione/erosione/abrasione le superleghe possono

non essere in grado di rispondere ai requisiti di

resistenza e/o durata richieste dalle applicazioni. In tali

condizioni trovano impiego diversi metalli e leghe

refrattarie, accomunati da temperature di fusione molto

elevate, che in alcuni casi superano i 3000 °C; tra

questi si trovano il molibdeno (Mo), il tungsteno (W),

il niobio o columbio (Nb), il tantalio (Ta), il renio (Re),

e le loro leghe.

Tutti questi materiali, sono caratterizzati da densità

molto elevate e da costi altrettanto elevati (dell’ordine

del centinaio di euro/kg il W, diverse migliaia di

euro/kg Ta e Re), fattori questi che limitano il loro

utilizzo ad applicazioni particolari in campo

aerospaziale, oltre che nucleare, biomedico, elettronico

e chimico. Le loro caratteristiche fisiche e meccaniche

sono riportate in Tabella 9.9. Va peraltro segnalato che

le effettive caratteristiche meccaniche sono anche

fortemente dipendenti dalla presenza di alliganti e dalle

modalità di lavorazione.

La temperatura di fusione elevata e la scarsa

deformabilità di alcuni di questi materiali rende in

genere difficile la loro lavorazione. In alcuni casi la

formazione di leghe ha lo scopo di modificare le

temperature caratteristiche (fusione, ricristallizzazione)

o aumentare la deformabilità di questi metalli la cui

lavorazione richiede, in genere, tecniche comunque

complesse.

Tabella 9.9 – Proprietà fisiche di metalli refrattari

Mo W Nb Ta Re

Densità (20°C) g/cm3 10.22 19.25 8.57 16.6 21.02

Temperatura di fusione °C 2610 3410 2468 2996 3180

Coeff. espansione termica (20°C) °C-1

4.9 x 10-6

7.1 x 10-6

6.5 x 10-6

6.5 x 10-6

Resistività elettrica (20°C) ohms-cm 5.7 15 13.5 13.5

Calore specifico cal/g/°C .061 .126 .036 .032

Conducibilità termica cal/cm2/cm°C/s .35 .523 .13 .39

Resistenza a trazione (20 °C) MPa 830 2070 310 345 1060

Resistenza a trazione (1000 °C) MPa 345 455 117 285 410

Modulo elastico (20 °C) GPa 315 360 103 186 467

Il molibdeno e le sue leghe mantengono ottima

resistenza e rigidezza meccanica fino ad oltre 1300 °C,

superiori a molti acciai e superleghe. In presenza di

ossigeno, tuttavia, la formazione di ossido volatile

comporta una facile ossidazione del metallo già a 500

°C. In tali condizioni sono necessari rivestimenti

protettivi a base di alluminuri o composti del silicio. In

ambiente non ossidante presenta ottima resistenza a

corrosione.

Il molibdeno è caratterizzato da un basso coefficiente

di espansione termica, simile a quello del vetro con cui

può essere accoppiato in sistemi di sigillatura ad alta

temperatura.

Si presta a tecniche di asportazione simili a quelle delle

leghe ferrose, anche se con maggiore difficoltà legata

alla elevata durezza e minore deformabilità; questo

determina alta sollecitazione delle attrezzature, forte

usura degli utensili, tendenza a fratture. Il molibdeno

può essere sottoposto a deformazione plastica a caldo e

saldatura anche se con tecniche particolari dettate dalle

elevate temperature di fusione e ricristallizzazione, e

dalla facilità di ossidazione.

I





L’aggiunta di piccole quantità di Ti e Zr in leghe TZM

(oltre 99% di molibdeno) consente un ulteriore

aumento della resistenza anche ad alta temperatura ed

un miglioramento della saldabilità a seguito della

maggiore temperatura di ricristallizzazione. La Figura

9.24 mostra l’andamento della resistenza a trazione di

una lega TZM diversamente trattata e di un acciaio

inox austenitico.

Figura 9.24 – Resistenza di lega di molibdeno TZM e di

acciaio inossidabile AISI 316 in funzione della

temperatura

Leghe di Mo con tungsteno (30%) posseggono

migliore resistenza a corrosione/erosione rispetto a solo

molibdeno. La presenza di renio in lega (41-47% Re)

unisce buona duttilità e saldabilità all’elevata resistenza

a caldo. Queste leghe trovano applicazione in campo

aerospaziale in ugelli di razzi e protezioni termiche, a

volte con rivestimenti protettivi di iridio o altri

elementi. Altre applicazioni industriali sono:

attrezzature per la lavorazione a caldo dei metalli

(stampi e filiere), componenti per alto vuoto,

accoppiamenti con vetro (lampade, tubi sottovuoto),

elettrodi, contatti elettrici.

Il tungsteno possiede un’ottima resistenza meccanica

ad alta temperatura, la più alta tra i metalli refrattari.

Per questo è impiegato in forni operanti a temperature

molto elevate, superiori a 2000 °C. La elevata

resistenza e rigidezza, mantenute a temperature estreme

lo rendono adatto a componenti, anche strutturali,

destinati ad operare in tali condizioni. Viene anche

utilizzato in elettrodi di saldatura, elettrodi di lampade

ad arco, oltre che resistenze elettriche e filamenti per

lampadine; ha coefficiente di espansione termica simile

al vetro e si presta ad accoppiamenti con questo.

Il tungsteno risulta molto difficile da lavorare, sia per

asportazione meccanica, che per deformazione, che per

fusione, anche a causa della bassa tenacità. Giunzioni

per saldatura o rivettatura sono sconsigliate, a causa

dalla facilità di rottura fragile, mentre è possibile la

brasatura. Sono possibili tecniche di formatura per

sinterizzazione e metallurgia delle polveri. L’aggiunta

di alcune unità percentuali di elementi come Ni, Cu, Fe

(fino a 10% totale) mediante tecniche di metallurgia

delle polveri consente un notevole miglioramento della

lavorabilità del materiale estendendone le applicazioni.

Anche a seguito della elevata densità il tungsteno e le

sue leghe trovano applicazioni quali: protezioni da

radiazioni, sistemi rotanti ad alta velocità (giroscopi,

sistemi di guida inerziale), proiettili, elementi pesanti,

contrappesi e masse di smorzamento/bilanciamento per

alberi, bielle, pale/rotori, superfici aerodinamiche. Ove

risulti necessario ridurre i pesi, può essere impiegato in

forma di struttura a nido d’ape o di schiuma espansa.

Il tantalio possiede minore resistenza meccanica

rispetto a Mo e W (oltre ad un costo diverse volte

superiore). Peraltro possiede buona deformabilità e

saldabilità, ottima resistenza a corrosione acida e da

parte di metalli fusi. Ha la particolarità di assorbire gas

e vapori ad alta temperatura, consentendo di ridurre la

presenza di contaminanti gassosi nelle lavorazioni a

caldo dei metalli o nelle applicazioni sotto vuoto.

Trova impieghi nell’industria elettronica (condensatori,

semiconduttori), chimica (valvole, elementi riscaldanti,

serbatoi per liquidi corrosivi), nucleare (protezioni da

radiazioni), biomedica.

La facile deformabilità consente tecniche di formatura

sia a freddo che a caldo e incremento della resistenza

per incrudimento. È saldabile e rivettabile e può essere

lavorato per asportazione, anche se con difficoltà. Può

essere prodotto in forma di schiume espanse con

densità ridotta (Figura 9.25).

Leghe di Ta con 2.5% o 10% W possiedono superiore

resistenza meccanica anche a caldo, mantenendo alta

deformabilità e resistenza a corrosione.

Figura 9.25 – Micrografia al microscopio elettronico

SEM (20X) di schiuma di tantalio

Il niobio (o columbio) possiede caratteristiche simili al

tantalio in termini di risposta a deformazione plastica,





saldabilità, capacità di assorbire gas e vapori ad alta

temperatura, con una densità molto minore. Presenta

limitata resistenza a gas come ossigeno, idrogeno,

azoto, a caldo, e inferiore resistenza a corrosione, ma

con minore costo (circa 1/6 rispetto a Ta e -25%

rispetto a Mo). Oltre ad applicazioni in campo chimico

(componenti resistenti a corrosione), nucleare

(protezioni da radiazioni), elettroniche (leghe

superconduttive), leghe a base di Nb trovano

applicazioni in campo aerospaziale come ugelli di razzi

e terminali di propulsori jet.

Il renio è un metallo raro, costoso e molto difficile da

lavorare all’utensile. Viene prevalentemente impiegato

come elemento di lega con altri metalli refrattari come

W e Mo in quanto ne aumenta sensibilmente la

duttilità, la saldabilità, la lavorabilità per deformazione

plastica. La Figura 9.26 mostra come la presenza di Re

in lega con Mo consenta di ottenere marcate

deformazioni plastiche anche a basse temperature.

Figura 9.26 – Andamento del minimo raggio di piega in funzione della temperatura di leghe Mo-Re

Renio e leghe Mo-Re e W-Re trovano applicazioni nel

settore petrolchimico (catalizzatori), elettronico

(resistenze e filamenti), spaziale (rivestimenti di

protezioni termiche e ugelli di razzi, in genere in

accoppiamento con altri materiali). La Figura 9.27

mostra, a titolo di esempio, un componente della

camera di combustione di un razzo carbonio-carbonio

con rivestimento interno in iridio e film di renio di

0.25-0.5 mm interposto per accoppiamento; la flangia è

in niobio.

Figura 9.27 – Camera di combustione in Ir/Re/C-C con

flangia in niobio





9.5 Il berillio

l berillio trova diverse applicazioni in campo

spaziale grazie alle sue caratteristiche di bassa

densità e alta rigidezza, alle sue particolari proprietà

elettriche e termiche. Il suo elevato costo, le difficoltà

di lavorazione e la tossicità di polveri e vapori ne

limitano tuttavia un più esteso impiego.

Il modulo elastico di 290 GPa, unito ad una densità di

1,84 g/cm3 fanno si che il berillio presenti una

rigidezza specifica notevolmente superiore a quella

delle altre leghe di interesse aerospaziale. La Fig. 9.28

mostra la resistenza e la rigidezza specifica del berillio

in confronto con altri metalli; si osserva anche che il

berillio mantiene queste elevate caratteristiche di

resistenza e rigidezza fino a temperature ben superiori

a quelle consentite per altre leghe leggere come quelle

di alluminio o magnesio.

Figura 9.28 – Confronto tra resistenza e rigidezza del berillio con altri metalli e leghe

La struttura esagonale compatta rende il materiale poco

deformabile alle basse temperature, mentre alle alte

temperature interviene una facile ossidazione; il

materiale presenta quindi difficoltà di lavorazione sia

per deformazione plastica che per colata. Le

lavorazioni richiedono complesse tecniche di fusione o

forgiatura sotto vuoto. L’impiego di tecniche di

metallurgia delle polveri consentente il controllo delle

dimensioni dei grani e di conseguenza della resistenza

meccanica. I manufatti in berillio sono spesso

caratterizzati da elevato grado di anisotropia

conseguente ai processi di compattazione delle polveri

e ricristallizzazione. Le tecniche di asportazione

meccanica risultano difficoltose, anche per la tossicità

dalle polveri. Il materiale si presta a tecniche di

asportazione per via chimica ed elettrochimica.

Leghe di berillio contenenti piccole quantità di BeO2,

oltre ad eventuali impurezze di Al, Cu, Fe, ecc.,

risultano indurite per soluzione solida, dispersione,

controllo dei grani.

Leghe commerciali con alluminio (es. Lockalloy,

AlBeMet) contenenti 50%Be/50%Al o 62%Be/38%Al,

consentono un incremento della deformabilità e

tenacità rispetto al solo berillio. Queste sono in realtà

dispersioni (compositi) di particelle di Be in matrice

continua di Al. Il loro impiego risulta quindi limitato

dalle basse caratteristiche termiche dell’alluminio.

Il berillio, oltre ad alta rigidezza e resistenza specifica,

presenta un basso coefficiente di espansione termica,

elevato calore specifico, buona conducibilità elettrica,

elevata riflettività IR, trasparenza ai raggi X e gamma.

Queste particolari proprietà vengono sfruttate in

diverse applicazioni aerospaziali, alcune delle quali

sono di seguito elencate:

componenti ottici (riflettività IR, trasparenza ai

raggi X, stabilità dimensionale),

sistemi di navigazione inerziale (densità,

rigidezza),

I





componenti meccanici di elevata precisione

quali alberi ed elementi rotanti (stabilità

dimensionale, rigidezza specifica),

elementi strutturali con elevata rigidezza e

resistenza a buckling, come componenti

satellitari e sistemi di landing (rigidezza

specifica),

elementi di assorbimento di calore e protezioni

quali pozzi di calore per sistemi frenanti,

scambiatori di calore, protezioni termiche, ugelli

di razzi

Inoltre le sue caratteristiche di riflessione/generazione

di neutroni lo rendono interessante in alcune

applicazioni nucleari.

Bibliografia [1] Askeland, D.:

"The Science and Engineering of Materials", 3rd SI ed.

Chapman and Hall, London, 1996

[2] Smith, W.F.:

“Scienza e Tecnologia dei Materiali”, 3a ed.

McGraw-Hill, Milano, 2008

[3] AIMAT - Associazione Italiana d'Ingegneria dei Materiali:

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[4] Campbell, F.C.:

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Elsevier, 2006

[5] www.rembar.com

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9 LEGHE DI NICHEL E COBALTO, INTERMETALLI E LEGHE …polismanettoni.altervista.org/alterpages/files/09Cap_libro.pdf · Le superleghe a base di nichel, ferro-nichel, cobalto trovano