航空機用アルミリチウム合金および航空機産業の最近の動向
１． はじめに
電気分解法として
1886 年にホールエルー法が確立され、さらに 1887 年に湿式アルカリ法に
よるアルミナ製造方法としてバイヤー法が確立されて、ようやく工業的に製造可能となってか
ら約
125 年経過したアルミニウム材料は、2011 年の世界での新地金生産量が 44,624 千トン/
年になった。地球環境問題の深刻化が顕著になっている現在、自動車だけでなく、航空機、鉄
道車両や船舶など輸送機材の軽量化に対して、アルミニウム材料の適用は今後ますます高まる
ものと期待される。
1917 年に採用されて以来、その軽量性を生かして航空機の主要構造部材に採用されてきたア
ルミニウム材料であるが、強度、破壊靭性、疲労特性、耐応力腐食割れ性など各種特性向上の
要求に応じ、さらに金属学的には偶然の発見として良く知られている時効析出現象の解明が進
むにつれて、
2024 合金や 7075 合金等の高強度アルミニウム合金が開発されてきた
１）。図１に
高強度アルミニウム合金の開発の流れを模式的に示す。
図１
高強度アルミニウム合金の開発フロー模式図
一方、より軽量化を目指したアルミニウム材料として開発されてきたアルミニウム合金がア
ルミリチウム合金である。
Li という金属中最軽量（比重 0.53g/cm
3）の元素を１
wt％添加する
ことで剛性は
6％上昇し、かつ密度は 3％低下するという優れた特長をもつアルミリチウム合
金ではあるが、電気化学的には卑な金属であることから耐食性の低下が懸念されるとともに、
機械的特性の異方性や、低い破壊靭性、また高い製造コスト等の課題があった。この合金の開
発経緯や技術課題については、すでに文献
１）～４）に詳細に解説されているので、参照願いたい。
ボーイング社の
747、767 や 777 では 70～80％であったアルミニウム材料の使用比率が、
最新の
787 では 20%に低下し、複合材料（CFRP）の使用比率が 50%にまで高まっている
２）３）（公財）航空機国際共同開発促進基金
【解説概要 24-2】
この解説概要に対するアンケートにご協力ください。５）
。エアバス社でも複合材料の使用比率は増加しており、
A320 で 15％、A380 では 22％の複
合材料を使用し、平成
25 年度就航予定の A350XWB では 52％に増加する予定である
５）。複合
材料を使用する最大のメリットは軽量化であり、課題は高い製造コストである。これら複合材
料に関する動向や課題の詳細については、航空機国際共同開発促進基金（
IADF）の解説記事
「複合材の航空機適用への課題と国際競争力強化」
６）を参照願いたい。
近年の航空機燃料費の高騰は航空機の軽量化を大きく促進し、特に長距離路線用航空機では
軽量化のメリットが大きいために、複合材料の使用量が増加するとともに、アルミリチウム合
金の使用量も増加すると期待される
２）３）。しかしながら、非常に活性が高く、かつ水と反応し
やすい
Li を添加するがゆえに、通常の高強度アルミ合金に比べて、アルミリチウム合金の製造
コストは
2～4 倍と高価であり、また疲労特性や破壊靱性などの改善など、アルミリチウム合
金の開発は今後も欧米を中心に続くと思われる。
アルミリチウム合金の金属組織や機械的特性、さらに技術的課題については松澤
４）が、また
航空機用材料については中村
２）が、航空機の省エネルギー化への技術課題と展望については石
川
７）が、それぞれ 2012 年に詳細に報告しているので参考にしていただき、ここでは、最近
10
年ほどの特許および文献から航空機用アルミリチウム合金の開発動向を眺めるとともに、最近
の航空機産業の動向を俯瞰してみる。
２． 日本出願特許からみた最近のアルミリチウム合金の開発動向
2002 年～2012 年 9 月までに日本国内で公開された、航空機用アルミリチウム合金に関する
特許について調査した結果を表１に示す。出願件数は
33 件（ただし共同出願があるため、出
願人数は
37 件）であり、このうちアルミリチウム合金における成分に関する特許は表２に示
すように
10 件であった。表２において、－の記号は未記載の元素であることを意味している。
また、
（ ）記載の元素は、それらの元素から少なくとも１種以上の元素を含むことを意味して
おり、
（ ）の無い元素は必須元素であることを示している。
アルミリチウム合金の開発当初は軽量化優先でいたために
Li 量が 2～3％の合金が多かった
が、
その後、
軽量化に加えて機械的特性や耐食性とのバランスをとるようになった結果として、
Li 量が 1.5％程度になり
２）３）、表２に示すように最近では
Li 量が 1％以下の合金が開発されて
きている。
Al-Mg-Li 系合金については、2000 年に複数出願されているものの、最近の出願は見当たら
ない。最近のアルミリチウム合金に関する特許としては、アルコア社から
Al-Cu-Li 系あるい
は
Al-Cu-Mg-Li 系合金に関する特許が出願されている。Li 量を低減する代わりに、他の添加
元素あるいは結晶組織制御による破壊靱性向上を目的とした特許が最近の傾向である。特願
2010-537054 は、AA2098 合金と比較して Mn と Zn を所定量添加し、かつ Si、Fe 量を減少
させた合金の特許であり、
AA2098 合金の改良合金と推測される。特願 2006-533995、特願
2001-177711 は、Li を 1％以下として Mg を多くした Al-Cu-Mg-Li 系合金である。
表１ 最近の航空機用アルミリチウム合金に関する日本国内特許出願状況
出願年 主要内容 No. 出願人名 出願 件数 1998 1999 2000 2001 2002 2003 2004 2005 2006 2007 2008 2009 2010 1 アルコア インコーポレイテッド 6 1 1 1 2 1 合金、複合材、 構造体 2 スリーエム イノベイティブ プロパティズ カンパニー 2 2 フラックス 3 ジェイムズ・ケアンズ・プライス 2 2 鋳物 4 ストーク・フォッカー・ エーイーエスピー・ビー・ブイ 2 1 1 複合材、構造体 5 ザ・ボーイング・カンパニー 2 2 複合材、構造体 6 マリー・トーマス・ジルズ・ラッフル 2 2 鋳物 7 アルカン レナリュ 2 1 1 加工条件、複合 材 8 アレリス、アルミナム、コブレンツ、 ゲゼルシャフト、ミット、 ベシュレンクテル、ハフツング 1 1 合金 9 キネテイツク・リミテツド 1 1 合金 10 エアバス・ドイチュラント・ ゲーエムベーハー 1 1 構造体 11 エアバス・ユ―ケ―・リミテッド 1 1 構造体 12 エーアーデーエス・ドイッチェランド・ ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 1 1 合金 13 オール ルシアン インスティチュート オブ アヴィエーション マテリアルズ ブイアイエーエム 1 1 合金 14 エアバス オペラシオン 1 1 構造体 15 アストリウム・エス・エー・エス 1 1 構造体 16 コラス・アルミニウム・ バルツプロドウクテ・ゲーエムベーハ ー 1 1 合金 17 独立行政法人 産業技術総合研究所 1 1 複合材 18 ジャンナコプロスパブロス 1 1 構造体 19 スタンデックス・インターナショナル・ コーポレイション 1 1 熱処理 20 ダイムラークライスラー・ アクチェンゲゼルシャフト 1 1 合金 21 ダイムラークライスラーエアロスペース エアバス ゲゼルシャフトミット ベシュレンクテル ハフツング 1 1 構造体 22 ブイアイエーエム（オール－ルシアンイ ンスティチュートオブアヴィエーションマ テリアルズ） 1 1 合金 23 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 1 1 合金 24 ケステック イノベーションズ エルエルシー 1 1 合金 25 三菱重工業株式会社 1 1 構造体 26 株式会社豊田自動織機 1 1 熱処理 計 37 2 3 2 5 0 3 9 0 3 3 4 2 1 出願数 33 1 3 2 4 0 3 7 0 3 3 4 2 1表２ アルミリチウム合金における成分に関する最近の日本国内特許出願状況
出願番号 出願人 合金系 Si Fe Li Cu Mg Zn Mn Ag Zr Cr Ti Sc その他 登録番号 特願 2010- 537054 アルコア インコーポレイテッド Al-Cu- Li-Zn- Mg-Ag- Mn-Zr <0.06 <0.08 0.9- 1.4 3.4- 4.2 0.1- 0.6 0.2 – 0.8 0.1- 0.6 0.3- 0.7 0.01- 0.6 - - - - 特願 2008- 526421 アレリス、アルミナム、 コブレンツ、 ゲゼルシャフト、 ミット、 ベシュレンクテル、 ハフツング Al-Mg- Mn-Ti <0.5 <0.5 <0.5 <0.15 3.5- 6.0 <1.7 0.4- 1.2 <0.4 <0.5 <0.3 0.03- 0.2 <0.5 Er,Y,Hf,V 特願 2006- 533995 アルコア インコーポレイテッド Al-Cu- Mg-Li - - 0.01-0 .9 3-5 0.5- 2 - - - - 特願 2004- 511563 ケステック イノベーションズ エルエルシー Al-Cu- Zn-Li- Mn-Cr- Ti-Sc- Fe - 2-12 at% 2-12a t% 2-12 at% （<5 at%） 2-12 at% 2-12 at% － － 2-12 at% 2-12 at% 2-12 at% Ni、Co、Y、 V、Ｅｒ、 Ｔｍ、Ｙｂ、 Ｌｕ 特願 2002- 516382 エーアーデーエス・ドイッ チェランド・ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング, オール ルシアン インス ティチュート オブ アヴィ エーション マテリアルズ ブイアイエーエム Al-Cu- Li-Zr- Sc 0.02- 0.15 0.02-0.2 1.5- 1.8 3.0- 3.5 (0.1- 0.6) (0.02- 1.0) (0.05-0.5) - 0.05- 0.12 - (0.005 -0.05) 0.06- 0.12 Be0.0001- 0.02, (Ge,Y,Ce) 特許第 5031971 号 特願 2001- 177711 アルコア インコーポレイテッド Al-Cu- Mg-Mn- Zr-Li - - (<1) 1-5 <6 - <1 - <0.5 - - - - 特願 2000- 388095 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション Ｌ１2構造を有する１０～７０ｖｏｌ％のＡｌ3Ｘ相（ＸはＳｃ、Ｅｒ、Ｌｕ、Ｙｂ、Ｔｍ、Ｕおよびこれらの混合物から選択される）と、 約５ｖｏｌ％以上の非Ｌ１2構造相を形成させるのに不充分な量のＴｉ、Ｎｂ、Ｖ、ＺｒおよびＣｒと、Ｍｇ、Ａｇ、Ｚｎ、Ｌｉ、Ｃｕおよび これらの混合物から選択される少なくとも１つの元素とを含むアルミニウム固溶体マトリックスからなるアルミニウム材料 特願 2000- 589749 コラス・アルミニウム・ バルツプロドウクテ・ ゲーエムベーハー Al-Mg- Li <0.3 <0.3 0.4- 3.0 <0.3 3.0- 6.0 <2.0 <1.0 <0.5 (0.020 -0.25) (0.020 -0.25) (0.010 -0.30) (0.010 -0.40) (Hf 、 V 、 Nd、Y、 Be) 特許第 4954369 号 特願 2000- 569030 キネテイツク・リミテツド Al-Mg- Li - - 1.2- 1.6 - 4.0- 6.0 - - - - (<0.2) (<0.2) (<0.2) C: 0.15-0.7 O: <1.0 (V,Nb,Ni,Hf, Ce) 特許第 3903412 号 特願 2000- 512995 ダイムラークライスラー・ アクチェンゲゼルシャフト, ブイアイエーエム（オール －ルシアンインスティチュ ートオブアヴィエーション マテリアルズ） Al-Mg- Li-Zn- Mn-Zr - - 1.5- 1.9 - 4.1- 6.0 0.1- 1.5 0.01-0 .8 - 0.05- 0.3 - - (0.01- 0.3) H: 0.9×１０-5 ～ 4.5×１０-5 (Be:0.001- 0.2, Y:0.01-0.5) 特許第 4185247 号３． 文献からみた最近の開発動向
科学技術振興機構
(JST)のデータベース J-DreamⅡを用い、文献発行日 2000 年 01 月 01 日
～
2012 年 09 月 30 日における文献から抽出した、航空機用アルミリチウム合金に関する文献
リストを表３に示す。
17 件の文献のうち、Alcan が 2098 合金の紹介、Alcoa が 2099 合金の紹介および応用事例
を報告している。アルミリチウム合金の疲労特性、破壊靱性や亀裂伝播速度に関する報告が
5
件を占めており、接合１件、加工性１件となっている。疲労特性や破壊靭性等の向上、また成
形性の向上や低コスト化等の本合金における課題
１）～４）に対する研究が進められている。アル
ミリチウム合金と繊維をラミネートした複合材シートの開発も行われている。
データベースへの登録に半年程度のタイムラグがあること、また登録されていない文献もあ
る。エアバス社との連携を深めている
Constellium 社（旧 Alcan Engineered Product 社）は、
耐食性の向上および強度増加を目的として、
Al-Li 合金に Ag および/もしくは Cu を添加した合
金を
2010 年に開発し、Al-Li-X 合金ラインナップとして Airware I-GAUGE、Airware
I-FORM、Airware I-CORE を紹介している
８）。
また
OFELIA と称するアルミリチウム合金のリサイクルシステムについても触れている
８）。
表３ 文献リスト
JST 整理 番号 和文標題 英文標題 資料名 抄録 分類 12A 0876564 低密度 Al-Li 合金を ベースにした新繊 維金属ラミネート (FML)ファミィリー Investigation of a new fibre metal laminate (FML) family on the base of Al-Li-Alloy with lower density Materialwiss Werkstofftech 先進的な FML 開発の一つとして,ロシア製 Al-Li シート 1441 合金は, 高弾性率(E=80GPa)と低密度(d=2.60g/cm3)の特性を有し,その極薄シ ートの利用がある。重量の軽減に加え FML構造の剛性を 5-7%増加さ せる 1441-FML について,Airbus 社とロシア,ドイツの団体が協力して 詳細な調査を行った。試験片はじめ,部品や接合技術,パネル状での 調査を実施し,その結果を報告した。クラック発生までの寿命は,標準 GLARE に比して,1441-FML は若干長いが,疲労クラックの伝播速度は 低レベルの応力では類似したが,高レベルの応力では後者が早かっ た。A380 のパネルを 14441-FML に置き換えた場合の重量軽減効果 は,165kg と試算した。 アルミ複合 材 12A 0509859 Al-Li 合金における 低エネルギー粒界 破壊 Low-energy intergranular fracture in Al-Li alloysEng Fail Anal
ヘリコプタの(重量軽減の為に)構造の重要な部分に使用される時効 硬化 Al-Li-Cu-Mg-Zr 合金(AA8090)は,事故時に低エネルギー粒界破 壊を生じ,過大な損傷をもたらす。この経験から,Al-Li 合金における脆 性粒界破壊に対する各種仮説をレビューし,可能な改善差を概観し た。脆性粒界破壊抵抗における合金成分,時効時間と温度,結晶学的 組織及び試験温度の様な変数の影響を論述した。そして,粒界に対す るリチウム偏析が,脆性粒界破壊に対する基本的要因であることを結 論した。リチウム偏析は,主に初期の時効処理時に発生している:また, 温度が 50-80℃に達する稼動時の二次時効は,リチウム偏析を増加さ せ,さらに脆性粒界破壊に対する感受性を増す。また,粒界における転 位集積をもたらす Al-Li 合金における平面滑りモードの広がりは,脆性 粒界破壊の要因ではないことを,広くはびこっている意見に反して,証 拠は示唆している。 Copyright 2012 Elsevier B.V., Amsterdam. All rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.
Al-Li 合金 破壊靱性 11A 1535505 摩擦撹拌溶接 2198-T8 Al-Li 合金 接合部の残留応力 効果および疲れ挙 動 Residual Stress Effects and Fatigue Behavior of Friction-Stir-Wel ded 2198-T8 Al-Li Alloy Joints
J Aircr FSW 接合 疲労特性 09A 1106610 ICAF2009 における 最新の航空機疲労 に関する研究開発 動向 日本航空宇宙 学会誌 ICAF(国際航空疲労委員会)は,航空機構造の疲労･損傷許容性評価 および構造信頼性･健全性などについて討議される,隔年開催の国際 的会議である。ICAF2009 は,5 月25-29 日に,オランダ･ロッテルダムに おいて開催された。1)ドイツ:A380-800 の全機疲労試験が 2 ライフ分, および A320 寿命延長のための 60,000 サイクルまでの試験が終了し た。2)フランス:Al-Li 合金の疲労試験において析出物により亀裂進展 を遅らせることができること,メカニカルアロイによる Fe-Al 合金の高 温域での損傷許容性評価試験の結果などが報告された。3)日本:日 本における C-X,XP-1,MRJ-90 などの国内の動向,2008 年に拡大改組 された国土交通省事故調査委員会の業務が 6 項目(疲労寿命評価解 析･金属の疲労･複合材の疲労･C-X と XP-1 の全機試験･構造ヘルス モニタリング･航空事故調査)に分けて紹介された。 Al-Li 合金 疲労特性
09A 0912457 先進的アルミニウ ム-リチウム合金の 剥離亀裂-実験と計 算機による研究 Delamination cracking in advanced aluminum-lithium alloys - Experimental and computational studies Eng Fract Mech 先進的アルミニウム-リチウム(Al-Li)合金の剥離亀裂は破壊プロセス において支配的な役割を演じる。宇宙構造物の要素へのこれらの材 料の導入に伴って,信頼できる設計と欠陥評価の先駆者として剥離亀 裂と巨視的破壊の間の相互作用の定量的理解の確立が要求されて いる。剥離亀裂は結晶粒サイズのオーダーでの初期横方向亀裂の 形成を伴う複雑な破壊機構を表す。本報では,C(T)試験片の断続破壊 靭性試験とそれに続く研磨によって剥離亀裂の位置,寸法および形状, ならびに主マクロ亀裂の拡大を明らかにした。これらの観察は剥離 亀裂サイズが J/σ0 によって表された主亀裂前面の荷重に対応する ことを示唆した。モード 1 荷重の 3-D,小規模降伏フレームワークを用 いて,有限要素研究キャンペーンは巨視的(主)亀裂に沿った,剥離亀裂 前方の局所荷重に及ぼす前記の剥離亀裂の影響を定量化した。異 方性降伏面を持つ等方性硬化モデルは,本研究で調べた 2099-T87Al-Li 合金板の構成挙動を表した。計算結果は塑性域サイ ズ,マクロ亀裂前面先方の局所J の変動,およびマクロ亀裂と剥離亀裂 の成長促進に役立つ応力状態を特性化した。計算研究は主亀裂前 面を分割する剥離亀裂によって引き起こされた,破壊実験中に観察さ れた靭性の観察された増加に新しい定量的な見解を提供した。 Copyright 2009 Elsevier B.V., Amsterdam. All rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.
Al-Li 合金 剥離亀裂 09A 0206312 論文「スキン材料候 補におけるガストス ペクトル疲労亀裂 伝播」,Fatigue of Engineering Materials and Structures, Vol.1, pp. 5-19 から 30 年 Thirty years on from the paper 'Gust Spectrum Fatigue Crack Propagation in Candidate Skin Materials', Fatigue of Engineering Materials and Structures, Vol. 1, pp. 5-19 Fatigue Fract Eng Mater Struct 30 年前に発表された標題の論文について,アルミニウム合金の損傷 許容性の重要性とその後の動きと現状の問題を概説した。材料に関 しては,AA2000 に代わる AA7000,第二･三世代の Al-Li 合金の開発,炭 素繊維複合材料およびガラス強化アルミニウムラミネートの開発と実 用化,さらにはフライトシミュレーション疲労亀裂伝播に関して取り上げ るべき因子に触れ,当面の問題として戦闘機と輸送機に分けた損傷許 容性原理の使用,全寿命の全体的アプローチ,定量フラクトグラフィー による取り組みを簡単に述べた。 Al-Li 合金 疲労亀裂伝 播特性 損傷許容性 08A 1270896 アルミニウム-リチ ウム製の軽量かつ 壊れ易いカラーの 開発 Aluminum-Lithiu m Light Weight Frangible Collar Development SAE Tech Pap Ser (Soc Automot Eng) Alcoa 社により開発された次世代合金の Al-Li 合金である 2099 合金を 用いて軽量の航空機機体用の締結カラーを製造したのでその概要を 紹介した。このカラーはトルク制御を有するネジ付きの自己ロック型 カラーであり熱処理ピンと共に締結具組立構造に使用される。このカ ラーの機械的特性を測定すると共に 7025 及び 2024 合金のような現 行合金製の製品と比較した。試験結果によると 2099 カラーは 16%程 度軽量化されているが同等の機械的特性を保有している。更に 2099 カラー製品は改善された耐食性を有しておりそれは腐食モロホロジ が CFRP 材料と結合した場合に 7075 カラーのそれよりも許容性が高 いことによることを示した。 2099 合金 の応用事例 08A 0250335 航空宇宙用アルミ ニウムの進歩 ADVANCES IN AEROSPACE ALUMINUM Adv Mater Process
ASM AeroMat 2007 会議での Alcan 職員によってなされた発表をまと めた。すなわち,機体のための押出合金,アルミニウム-リチウム合金, 統合製品チーム及び有効性質評価の形成について記述した。利用者 との相乗的相互協力関係では部品の接合,部分利用やその他のプロ セスで重要な進歩をもたらすことを指摘した。 Al-Li 合金 接合強度 07A 1052771 航空宇宙用アルミ ニウム合金に関す るスプリットスリー ブ冷間孔拡大工程 の最適化 Optimization of Split Sleeve Cold Expansion Process for Aerospace Aluminum Alloys Spec Publ Soc Automot Eng 航空機生産工程で,幾つかの航空宇宙用アルミニウム合金に対する スプリットスリーブ冷間孔拡大工程の適用について研究した。材料と 工程の最適化に関する推奨事項を得るため,幾つかのアルミニウム-リチウム合金を調べた。その結果,一般的にこれらの材料が厳しいけ れども現実的な条件で亀裂を生じることなくこの工程に使用できるこ とが判った。さらに,最も困難なケースにこの工程を適用するた め,7085-T7651 アルミニウム合金板について新しいスリーブ設計の 性能を調べた。この設計は最適化したものではないものの,実験の結 果,スリ-ブのスプリット近くの亀裂をかなり減らせることが判った。 Al-Li 合金 加工性 07A 0873277 Alcan 2098,2x98 O/T82P(アルミニウ ム-リチウム合金機 体板) ALCAN 2098, 2x98 O/T82P (Aluminum-Lithiu m Alloy Fuselage Sheets) Alloy Dig Alcan 2098 合金の典型的な化学組成は 0.12maxSi-0.15maxFe-3.2-3.8Cu-0.35maxMn-0.25-0.8Mg-0.25-0.6Ag-0.8-1.3Li-0.04-0.18Zr-balAl:wt%であり,航空機機体に用いる。O/T82P 焼戻しは 2024 合金を上回る改良をもたらす。その物理的性質,機械的 性質,熱処理,耐食性,関連規格,一般的性質,提供製品形状,用途,につい て示した。Alcan 社の提供製品。 Alcan2098 合金の紹介
07A 0796109 アルミニウム合金 の開発 Airbus A380 用-Part 2 ALUMINUM ALLOY DEVELOPMENT FOR THE AIRBUS A380-PART 2 Adv Mater Process
Airbus 社と Alcan 社は,世界最大の大型旅客機 A380 用の機体材料用 に新しいアルミニウム合金の共同開発を行っているが,本報告はその 活動内容を紹介する第 2 報である。機体の大型化に伴い,1)従来規格 材のゲージ厚みや寸法の拡大を図ること,2)従来材の機械的特性で は不十分なため新合金の開発,が必要になった。1)のケースでは翼リ ブ材,上部外側翼材として 7449,7349 などの寸法拡大を図った,2)のケ ースでは翼および機体の各部位に従来材を超える機械的特性を持 つ新合金を開発した。また初期段階では,Al-Li 合金の適用も考慮され たため,Alcan 社は AA2196 Al-Li 合金の開発も行った。
既存 Al 合 金 06A 0054471 2099 T83,T8E67(高 強度低密度アルミ ニウム合金押出材) 2099 T83, T8E67 (High-Strength Low-Density Aluminum Alloy Extrusion) Alloy Dig 標記 Al 合金の化学組成は 2.4-3.0Cu-1.6-2.0Li-0.4-1.0Zn-0.10-0.50Mg-0.10-0.50Mn-0.05-0.12Zr -0.10maxTi-0.07maxFe-0.05maxSi-0.0001maxBe-0.05max その他各元 素-0.15max その他元素総計-balAl:wt%であり,航空機用等に開発した Al-Li 合金である。その物理的性質,機械的性質(引張特性,靭性,疲れ 特性),耐食性,一般的性質,関連規格,提供製品形状,用途,について示し た。AEAP-ALCOA Engineered Aerospace Products 社の提供製品。
Alcoa2099 合金の紹介 06A 0019800 輸送機器向け展伸 用アルミニウム合 金の開発の歩み History of wrought aluminum alloys for transportations 住友軽金属技 報 日本の展伸用合金の開発は戦前の航空機材料の超超ジュラルミン ESDに始まり,戦闘機に応用された。戦後は 7075 に代表される航空機 材料が発展したが,Al-Li 合金や高力 6000 系合金も開発の対象となっ た。鉄道車両向けには 7N01,6N01 の中強度,耐食合金の進歩があり 車両の軽量化と経済性に寄与した。最近の材料進歩における注目は 自動車用パネル材の開発で,5000 および 6000 系新合金とFSW をはじ めとする製造技術が融合して市場の拡大に貢献している。 開発経緯の 紹介 05A 1054934 エアバス航空機で のアルミニウム合 金の新たな開発 New developments of aluminium alloys on Airbus aircraft Alum Int Today エアバス航空機の構造材料は現在でもアルミニウム合金が主体を占 めており,A380 を例にとればアルミニウム合金は 61%,複合材料は 22% で,ついでチタン,鋼,Glare(繊維金属ラミネート)となっている。ここでは, アルミニウム合金の新たな技術開発の動きとして注目される Al-Li 合 金の採用による機体重量軽減の効果について詳述した。破壊強度や 熱安定性が改善された新しい Al-Li合金を使用することによりA380-F で 350kg,旅客機用で 200kg の重量軽減が得られた。主として胴体の 床サポート用の押出形材として採用した。さらに Al-Li 合金と共に導 入した新技術は,レーザビーム溶接と摩擦撹はん溶接である。A350 の胴体部では Al-Li 合金の使用で,600kg の重量軽減が図れると試算 されている。 エアバス社 の応用事例 紹介 05A 0722417 A98090 アルミニウ ム-リチウム合金の ミクロ組織キャラク タリゼーションにつ いての超音波研究 Ultrasonic Studies for Microstructural Characterization of A98090 Aluminum-Lithiu m Alloy Mater Eval 高強度,優れた耐疲れ特性や高い比剛性率で再び機体材料として着 目されてきた A98090Al-Li 合金について超音波によるミクロ組織のキ ャラクタリゼーションを試みた。試験に用いた超音波速度測定用計算 機システムと縦波速度からの弾性率の算式を示した。時効処理材に ついて超音波縦波,S 波の減衰と縦波の速度測定を 303-500K で実施 し,またミクロ組織観察,硬さ試験と密度測定を行った。超音波の速度, 減衰の温度依存性や Al3Li 析出,成長や分解に伴うこれらの変化を明 らかにした。また,弾性率変化と析出現象との関連性に言及した。 Al-Li 合金 の特性 03A 0652254 航空宇宙材料 Advances in Aerospace Materials. Adv Mater Process AeroMat2003 で発表されたいくつかの論文のを紹介する。Boeing 社 の 7E7 の翼,胴体への黒鉛エポキシ樹脂複合材料の採用。衛星部品 の重量を低減する Al-40%Be 合金。Alcoa 社の高強度鍛造用合金 7085。Al-Li 合金に関する最新情報(剥離現象,疲労挙動,熱曝露の影 響,低温タンク用の熱処理,破壊靭性)。宇宙ステーションへのBoeing軌 道宇宙航空機の運行計画。最新のアルミニウム航空機構造。これら について概要を述べた。 各種材料の 紹介 01A 0305069 将来技術に対する 宇宙航空用材料(原 標題は英語) 軽金属 将来可能となる三つのタイプの航空機用の材料について展望した。 超大型亜音速旅客機は機体重量が規制されている。軽量合金として の Al-Li 合金とその改良型合金の性質や問題点を述べた。アラミド繊 維やガラス繊維で強化した積層Al複合板,高比剛性をもつAl-Be合金, 着陸用ギア材料,機体材料用ポリマー基複合材料について述べた。 高速旅客機は騒音が制限され,排気規制を満たすことが要求される。 Ni 基超合金,Ti 金属間化合物,Ti-セラミック基複合材料などの用途と特 徴を述べた。超音速機用材料として,金属基複合材料,C/C 複合材料 などについて予測した。 各種材料の 紹介
