航空宇宙分野ではどのようなチタン合金システムが使用されているのか？

チタン合金の開発は航空分野で始まり、より軽量で、より強靭で、より高温環境下でも耐えられる構造体に対する業界の需要に応じて進化してきました。航空宇宙分野におけるチタン系材料は、高強度・高靭性合金、高温用合金、耐燃焼性合金、およびチタンマトリックス複合材料の4つのグループに分類されます。.

高強度・高靭性チタン合金

引張強度が1000 MPaを超え、破壊靭性が55 MPa・mを超える合金^1/2 ここでは、一般的に高強度・高靭性のチタン合金として扱われている。Ti-Al-Mo-V-Crが主要な系である。Ti-1023は、ボーイング777の着陸装置やA380の主着陸装置ストラットに使用されてきた。 Timetal 555は、ボーイング777の着陸装置およびボギービームに使用されてきた。ロシア製のBT22は、Su-27やIl-76などの航空機において、高荷重を受ける機体構造部材や着陸装置部品に採用されている。.

Ti-5Mo-5V-8Cr-3Alでは、Mo、V、Crを用いてベータ相を安定化させている。 これらの添加量を増加させることで延性を向上させることができ、熱処理後は引張強度が1100～1200 MPaに達する。溶体化処理後は良好な冷間成形性を示し、溶体化処理と時効処理後は強度と延性のバランスが良好である。 Ti-5Mo-5V-2Cr-3AlはCrの含有量が少なく、ベータ安定化元素の含有量が臨界濃度に近いため、アルファ-ベータ合金と準安定ベータ合金の特性を兼ね備えています。熱処理後、引張強度は1110 MPa、靭性は70.5 MPa・mに達します。^1/2 航空宇宙構造物の破壊靭性。.

耐熱チタン合金

高温チタン合金は、航空機エンジンにおいて極めて重要な材料です。最も早く広く使用された合金であるTi-6Al-4Vは、300～350°C付近で動作し、高温強度、延性、靭性、成形性、および生体適合性を兼ね備えています。 IMI550、BT3-1、IMI685などの後発の合金では、引張強度とクリープ強度が向上し、使用温度も400°C近くまで引き上げられた。 シリコンの添加やTi-Al-Sn-Zr-Mo-Si系合金の開発により、IMI834、Ti-1100、BT36などの合金が誕生し、これらはアルファ相によって部分的に強化されている。₂. 英国やトレント700エンジンで広く使用されているIMI834は、約600°Cに達する。.

代表的な米国製合金

英国を代表する合金

代表的なロシア製および中国製の合金

600°C未満では、これらの合金は、比強度、比クリープ強度、および比疲労強度において、構造用鋼、アルミニウム、ニッケル超合金を上回る性能を発揮します。 同等の強度と使用性能を維持したままニッケルをチタンに置き換えることで、質量を約1.7分の1に低減できる。高推力対重量比のエンジンには、ブリスク、ブリング、溶接構造体、Tiも必要となる。₂AlNb、TiAl、および繊維強化チタン複合材料。.

マッハ6では、航空機の表面温度が650°Cを超えることがあり、耐熱性のある外板、フレーム、エンジン、および機体構成部品に対する需要が高まっています。そのため、開発では、耐クリープ性、破断寿命、疲労強度、熱力学的安定性、耐酸化性、および熱応力腐食に対する耐性を重点的に追求しています。.

長期使用温度は、Ti-6Al-4Vの約350°Cから約600°Cへと上昇した。これは、従来のチタン合金の熱障壁として扱われることが多く、そのため、それを超える温度域では、TiAlや炭化ケイ素繊維強化チタン複合材料が重要となる。 報告されている650°C対応の合金コンセプトでは、Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si系にHf、Nb、Taが添加されている。 希土類元素の添加量は0.1 at.%以下に抑えるべきであり、それ以上の添加量の場合は急速凝固粉末冶金法が必要となる。完全なラメラ構造を得るには、ベータ熱処理が必要である。.

耐燃焼性チタン合金

現在、多くの最新型ガスタービンエンジンの構造質量の約3分の1をチタンが占めていますが、一般的な合金は、温度、圧力、気流、および摩擦が組み合わさると発火する可能性があります。 燃焼現象は、ブレード先端や後縁の局所的な燃焼から始まり、わずか4～20秒でケーシングの360°にわたる貫通燃焼へと進行する可能性があります。.

耐燃焼合金は、着火や火炎の伝播を防ぐ。合金C（Ti-35V-15Cr）は、F119高圧圧縮機のステーターベーン、インナーリング、およびノズルフラップに使用されている。 合金C+には、クリープ抵抗を高めるためにSiとCが添加されている。Ti40（Ti-25V-15Cr-0.2Si）は、約500°Cでの長期使用を想定しているが、510°Cを超えるとクリープ抵抗が低下するため、520°Cを超えて使用してはならない。 Ti-35V-15Cr-Si-Cを基にしたTF550の密度は5.33 g/cm³である。³ また、550°Cにおける有用なクリープおよび破断挙動。.

Ti-V-Cr系

VおよびCrは、燃焼前に緻密な保護酸化膜を形成し、揮発性生成物による発熱を低減させ、融点を下げ、熱拡散性を向上させることができる。合金Cは、公称組成が50Ti-35V-15Cr、密度が約5.34 g/cm³のベータ合金である。³. 合金C+はTi-35V-15Cr-0.6Si-0.05Cである。これらの系は依然として高価で、溶解が難しく、融点以下では熱伝導率がそれほど高くない。Ti40の熱伝導率は融点付近またはそれ以上でわずか2～3倍に上昇するに過ぎないため、急速な放熱だけでは耐焼損性を説明することはできない。.

Ti-Al-Cu系

Ti-Cu合金は、低融点のTiを形成する₂約990°C付近の銅溶融液。溶融には熱が吸収され、溶融液による潤滑により摩擦と発熱が低減される。ロシア製のBTT-1（Ti-13Cu-4Al-4Mo-2Zr）は、約450°Cまで使用可能であり、複雑な部品の熱間成形に適している。 BTT-3（Ti-18Cu-2Al-2Mo）は、延性と耐燃焼性に優れ、板や箔に適しているが、いずれの合金も靭性が低く、割れやすく、溶解中に収縮が生じる可能性がある。.

Ti-Nbシステム

市販のTi-45Nbはオートクレーブに使用されます。過負荷引張着火試験では、250°C、3.1 MPaの条件下で純酸素中においても燃焼せず、優れた耐食性も示しましたが、その高密度のため用途が制限されます。.

TiAl 金属間化合物

TiAl系金属間化合物は、低密度、高弾性率、耐酸化性、耐燃焼性を兼ね備えており、最大使用温度は1040°Cに達すると報告されているが、室温での脆さのため加工が困難である。Ti-Al系にはTiが含まれる。₃Al、TiAl、およびTiAl₃. 700～850°Cの範囲において、TiAlは従来のチタンおよびニッケル超合金よりも高い比強度を持ち、一般的なエンジン構造材料よりも約50%高い比剛性を示す。.

GEが開発したガンマ-TiAl製ブレードは、ボーイング787のGEnx低圧タービンの第6段および第7段において、ニッケル系超合金製ブレードに取って代わり、質量を最大72.5 kg削減した。 Nb-TiAlは自動車用ターボチャージャーにも応用されており、700～900°Cの環境下で使用される構造部材向けの開発が進められている。.

チタンマトリックス複合材料

連続SiC繊維強化チタンマトリックス複合材料は、チタンまたはTiAlマトリックス中に、タングステンコアまたはカーボンコアのSiC繊維を用いたものである。 この複合材料は、高い比強度と比剛性、低密度、耐クリープ性および耐疲労性を兼ね備え、600～800°Cでの長期使用および1000°Cでの短時間使用に耐えることができる。一体成型のブレードリングを採用することで、個別のブレードとディスクを使用する場合と比較して、コンプレッサーの質量を約70%削減できる。.

SiC_f/Tiは異方性を示します。すなわち、縦方向の引張強度はマトリックスの2倍以上になる場合がありますが、横方向の強度はマトリックスの半分程度にとどまることがあります。この特性は、方向性荷重を受けるブレード、タービンシャフト、タイロッド、ピストンロッド、外板、およびばねに適しています。.

高温等静圧成形または真空熱間成形では、界面反応、プリカーサー・ワイヤーの緻密化、および缶への拡散接合を適切に制御する必要があります。繊維の特性、コーティング、プリカーサーの品質、積層、成形、および機械加工はすべて、最終的な挙動に影響を与えます。Ti-1100マトリックスSiC_f/Tiブリングスの温度は700～800°Cに達したと報じられており、50%の構造的質量減少が約50%見られた。.

見通し

将来の航空宇宙システムには、より高い強度、靭性、損傷許容性、耐熱性、耐酸化性、および低コストが求められます。優先課題としては、損傷許容性合金、耐疲労性構造用合金、先進的なTiAl材料、ならびに急速凝固法、粉末冶金法、あるいは繊維・粒子補強法によって製造されるチタンマトリックス複合材料などが挙げられます。.

複合材料の開発においては、依然として、安定性の向上、統計的に信頼性の高い物性データ、特性評価、破損および寿命の予測、微小スケールでの非破壊検査、同心度のプロセス制御、設計基準、認定方法、安定した繊維およびマトリックスのバッチ、耐熱性コーティング、生産効率、および部品の仕様などが求められている。.