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特集1 伊牟田_101117.indd
航空機用構造材料の
技術研究開発動向
伊 牟 田 守
㈶ 素形材センター
近年、航空機構造への軽量化の要求に応えるために複合材料の適用が急
速に拡大している。また、金属材料については、複合材料と相性が良い
こともあり、チタン合金が多用される傾向がある。本稿では、複合材料
及びチタン合金を対象に技術動向を述べるとともに、㈶ 素形材センター
における研究開発について紹介する。
1.はじめに
航空機の飛躍的発展は、設計技術、素材技術、製
その航空機構造への適用が急速に拡大しつつある。
造技術等の構造・材料技術の発展に支えられてきた。
一方、金属材料においても、複合材料の適用拡大に
とりわけ、素材の比強度、比剛性の向上は航空機構
伴って、従来のアルミニウム合金主体の構造からチ
造の軽量化に大きく貢献し、ひいては、安全性の向
タン合金が多用される傾向が強くなってきている。
上や運行コストの低減に繋がるため、これまで多く
本稿では、複合材料及びチタン合金を中心に、最
の研究開発が行われてきた。
近の航空機用構造材料の適用動向について述べると
1970 年代から本格的に航空機構造材料として適用
ともに、㈶ 素形材センターで実施中の関連の研究開
されてきた複合材料は、軽量、高強度、高剛性とい
発プロジェクトについて紹介する。
う特長に加え、耐食性に優れている等の利点があり、
2.航空機用構造材料の技術動向
2.1 複合材料
① 複合材料の適用動向
現在、主要な構造に適用されている炭素繊維強化
複合材料(CFRP)は 1970 年代より本格的に機体構
造材料として適用され、民間航空機においては、そ
の適用部位は翼舵面から尾翼構造、主翼構造、胴体
構造と拡大されてきた。図 1 にボーイング社におけ
1)
る民間航空機機体構造材料の構成重量比を示す 。
1980 年代に開発された B 767 では二次構造部材であ
る舵面に適用され、その構成重量比は 4 % 程度であっ
た。また、1990 年代に開発された B 777 では、初め
て一次構造である尾翼の桁間構造に適用され、構成
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図1 ボーイング社における民間旅客機機体構造材料の推移
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特集 次世代材料技術開発
主翼 長さ(片翼)約 30 m
三菱重工業
胴体(1 Piece Barrel)
径:約 6 m 川崎重工業
中央翼
富士重工業
写真 1 我が国で製造される B 787 複合材部材
重量比が約 11 % まで拡大した。さらに、2009
年に初飛行した B 787 では複合材料の構成重
量比が 50 % と飛躍的に大きくなり、民間航
空機では初めて複合材主翼や複合材胴体が実
現した。このように近年、複合材料の航空機
構造への適用は急激に拡大してきている。な
お、この急激な複合材料の適用拡大には我が
国の技術が大きく貢献している。強化繊維で
ある炭素繊維では我が国の東レ ㈱、東邦テ
ナックス ㈱ 及び三菱レイヨン ㈱ の 3 社で世
界の炭素繊維の約 70 % を供給している。また、
B 787 では、写真 1 に示すように、複合材主
翼を三菱重工業 ㈱ が、複合材胴体(前部胴体)
を川崎重工業 ㈱ が、さらには、複合材中央翼
図 2 オートクレーブ成形による製造プロセス
を富士重工業㈱が製造しており、我が国の製造分担
比率は 35 % に達している 。
2)
製造技術の発展が大きく寄与している。材料コスト
一方、欧州のエアバス社で開発された世界最大の
では、炭素繊維やプリプレグの生産量が増えたこと
民間旅客機 A380 では、構造材料の約 20 % に複合材
による量産効果や炭素繊維メーカ、機体メーカの
料が適用されている。また、次期中型旅客機として
共同開発による低コストプリプレグの開発などによ
2013 年の就航を目指して開発中の A 350 XWB では、
り、従来の半分以下のコストのプリプレグが実現し
複合材料の構成重量比は 52 % に達する計画である。
ている。また、製造技術においても、自動化・省力
また、2014 年の就航を目指して我が国で開発が進
化や革新的な新成形技術が開発されている。複合材
められている民間小型航空機(MRJ)でも尾翼構造
料の成形に一般的に用いられているオートクレーブ
に複合材料を適用する計画である。
成形の製造プロセスを図 2
3)
に示す。オートクレー
ブ成形においては、プリプレグの切断、プリプレグ
② 複合材料の特徴及び技術動向
の積層の自動化が急速に実機適用されてきている。
複合材料は比強度、比剛性が高いことが最も大き
プリプレグの切断は、単に切断作業の自動化にとど
な特長であるが、その他にも、a. 大型一体化成形が
まらず、コンピュータによって材料歩留まりを向上
可能である、b. 疲労強度が高い、c. 耐食性が優れて
するシステムやプリプレグの使用先を自動的に印字
いる等の特長を有しており、a. は組立工数の低減、
するシステムが開発されている。また、プリプレグ
b.、c. はメンテナンス間隔の延長や客室の快適性に
の積層についても、ハンドレイアップ(手積層)に
繋がっている。
おいては、レーザテンプレートの適用等により成形
一方、複合材料は、材料・製造コストが高い、中
治具上に積層位置を指示するシステムが開発されて
間素材(プリプレグ)は保管管理が必要、損傷検知
いる。さらに、大型部材の自動積層化が急速に普及
が難しい、修理が難しい等の課題も有している。
しつつあり、我が国の機体メーカで製造している最
近年の航空機構造への複合材料の急速な適用拡大
新の B 787 旅客機の主翼構造や胴体構造もこの技術
には、材料・製造コストが大幅な低減及び革新的な
が適用されている。図 3 に自動積層技術の概要及び
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構造様式・構造技術、熱可塑性樹脂複合
材料技術、テキスタイル技術、ナノ複合
材料技術等が挙げられる。特に、複合材
構造様式・構造技術については、現在も、
いわゆる“ブラックアルミ”と揶揄され
るように従来の金属材料の構造様式・構
造技術が適用されており、複合材構造を
対象とした耐衝撃・衝突構造設計技術、
耐雷設計技術等を通じて新しい設計概念
の創出が大いに期待される。
図 3 AFP の概要及び V−22 チルトロータ機後胴への適用状況
③ 次世代材料技術室における研究開発
複合材料を一次構造に多用し、この航
V−22 チルトロータ機後部胴体への適用状況を示す。
空機を長期間にわたって安全に運航していくために
これらの自動化技術は、製造コストの低減に止まら
は、複合材構造の健全性を詳細に把握し、異常が認
ず B 787 の複合材構造に代表される大型一体化構造
められた場合には直ちに修理、補修を行うことが可
の実現や繊維配向精度向上による複合材部材の品質
能な体制をとっておく必要がある。特に複合材構造
向上に繋がっている。
は表面には異常が無くても内部損傷が存在する場合
一方、最近では、成形に時間を要するオートク
があることが知られており、点検には目視以外に超
レーブ成形に代わる低コスト、高レート成形法とし
音波探傷、渦電流などによる非破壊検査が欠かせな
てウェットプロセスが注目されている。ウェット
い。今後複合材料を多用した航空機の導入が進むこ
プロセスは、成形型にドライプリフォーム(炭素繊
とを考えれば、これらの検査を効率化するための技
維の織物)をセットした後に液状樹脂を注入・含浸
術を確立しておくことが重要である。
し、硬化させる方法で、複合材が短時間に低コスト
そこで、次世代材料技術室では、平成 15 年度か
で製造できる特長を有しており、今後、その適用
ら 19 年度に経済産業省より受託した「次世代航空機
拡大が期待される。ウェットプロセスの代表的な成
用構造部材創製・加工技術開発」において、複合材
形プロセスである VaRTM(Vacuum assisted Resin
構造を対象とした「構造健全性診断技術の開発」を
Transfer Molding:真空樹脂含浸成形法)の概要を
実施した。本技術の概念を図 5 に示す。航空機複合
4)
図 4 に示す 。VaRTM は現在開発中の国産小型旅
5)
材構造に適用可能な 4 種の光ファイバセンサによる
客機 MRJ の尾翼構造にも適用される計画である 。
複合材構造健全性診断技術、すなわち、1)光相関ブ
今後の研究開発については、複合材料を多用した
リルアン散乱計測法による航空機構造センシング技
機体の維持・管理の観点から塗装剥離、非破壊検査
術、2)光ファイバセンサによる航空機構造損傷検知
等の機体メンテナンス技術や複合材構造の修理技術
システム、3)航空機翼 BOX 構造の損傷モニタリン
の開発及び標準化が課題として挙げられる。また、
グ技術、4)高信頼性グリッド構造による航空機構造
複合材料のさらなる適用拡大の観点からは、複合材
モニタリング技術の開発を実施し、各々の技術につ
いて基本的な有効性を航空機模擬構
造試験等により確認している。
平成 20 年度より開始し、5 ヵ年計
画で現在実施中の「次世代構造部材
創製・加工技術開発(複合材構造健
全性診断技術開発)」では、前プロ
ジェクトで開発・検証された構造健
全性診断技術を活用し、実飛行環境
で使用するに十分なシステム信頼性
と実用レベルを有する構造健全性診
断を実現する技術開発に着手してい
る。図 6 に実用化へ向けた技術開発
図 4 低コスト複合材製造法(VaRTM)の概要
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を実施中の 4 種の光ファイバセンサ
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特集 次世代材料技術開発
2.2 チタン合金
① チタン合金の適用動向及び技術動向
チタン合金は比強度、耐熱性、耐食性
に優れており、航空機構造には最適な材
料の一つである。従来から、高い運動特
性が要求されるため高比強度材料が必要
であること、構造上エンジンが機体内部
に設けられているため耐熱性が要求され
ること等から戦闘機には多用され、米国
の最新の F−22 戦闘機では構造重量の約
39 % にチタン合金が適用されている。一
方、民間航空機においても図 1 のボーイ
図 5 構造健全性診断技術の概念
ング社の民間航空機機体構造材料の構成
比に示すように、B 777 以前は高張力鋼
による複合材構造健全性診断技術開発の開発項目を
が徐々にチタン合金に置き換わることによって、チ
示す。研究開発は東京大学・武田教授をプロジェク
タン合金の適用が拡大していたが、B 787 では従来ア
トリーダとする以下の 4 グループにより進捗中であ
ルミニウム合金が適用されていた部材まで適用され
る。
たこと、複合材構造のファスナーに適用されたこと、
・光相関ブリルアン散乱計測法による航空機構造健
複合材の適用拡大に伴ってその使用量が増えたこと
全性診断技術の開発
等によって、大幅にその適用が増加している。航空
実施機関:三菱重工業 ㈱、東京大学 ・光ファイバセンサによる航空機構造衝撃損傷検知
システム技術の開発
機におけるチタン合金の適用拡大の理由としては、
a. 比強度に起因する軽量化、b. 高張力鋼や超合金の
置き換えによる軽量化、c. 複合材料との良好な適合
実施機関:川崎重工業 ㈱、東京大学 ・FBG/PZT ハイブリッドシステムによる航空機構
造損傷モニタリング技術の開発
性(ガルバニック腐食、線膨張率等)、d. 比較的高温
に曝される部材への適用等が挙げられる。
航空機構造には Ti−6Al−4V 合金が多く使用され
実施機関:富士重工業㈱、東京大学 てきたが、βタイプの合金で Ti−6Al−4V 合金に比
・ライフサイクルを通じたストレインマッピングに
べて、約 20 % 高強度で、かつ、チタン合金の欠点で
よる構造健全性診断技術の開発
実施機関:三菱電機 ㈱、東京大学、
(独)宇宙航空研究開発機構 ある成形性を改善した Ti−10V−2Fe−3Al 合金をは
じめ、適材適所の多用なチタン合金が開発され、実
機に適用されている。
なお、本研究開発の内容については、「素形材」
表 1 に B 777 に適用された主なチタン合金とその
2009 年 7 月号(Vol. 50,No. 7)にその概要が紹介し
特性を示す。B 777 では、従来、高張力鋼が適用され
てあるので、参照されたい。
ていたランディングギア(降着装置)部材の一部が
図 6 構造健全性診断技術開発−研究開発テーマとその狙い
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チタン合金に置き換えられ、1 機あたり 270 kg の軽
量化が実現した。図 7 にチタン合金の鍛造品が適用
6)
されたトラックビームを示す 。
また、1990 年代に開発された大型輸送機 C−17 に
多くのチタン合金鋳造部品が適用され、コスト低減
に大きく寄与した。チタン合金鋳造部品は殆どが鋳
造後に HIP(Hot Isostatic Pressing)処理が施されて
いる。それによって、内部欠陥が除去され、鍛造品
に劣らない力学的特性が得られるため、米国では軍
用機の翼胴結合金具のような重要部材にも適用され
た例がある。また、民間航空機にも B 777 パイロン
図 8 超塑性加工(SPF)法の概要
等の大型部材に適用されている。
さらに、板金部品の製造においては、チタン合金
性に優れるという特徴を有していることから、複合
の成形性が悪いことから超塑性加工や超塑性加工と
材料とともに今後、その航空機構造への適用拡大が
拡散接合を組み合わせた加工(SPF/DB)等が開発さ
期待されている。しかしながら、チタン合金は、塑
れ、高剛性構造を実現するとともに大幅なコスト低
性加工や機械加工などの加工性が悪く、素材・加工
減と軽量化が図られている。図 8 に超塑性加工(SPF)
コストが非常に高いという課題があり、これを改善
法の概要を示す。
するための材料および加工プロセスの開発が必須と
② 次世代材料技術室における研究開発
なっている。
前述のようにチタン合金は軽量でありながら繊維
一方、我が国は超塑性加工が可能なチタン合金、
強化材料などの異方性材料では容易に達成できない
あるいは、冷間加工性に優れるチタン合金を独自に
複雑形状の部材の形成が可能であり、かつ炭素繊維
有している。また、現在、冷間加工材の改良や、塑
強化複合材料と接触しても熱膨張差や局部電池腐食
性加工性、溶接接合性や機械加工性に優れた新合金
による弊害を生じることがなく、かつ耐熱性や耐食
の開発、局所加熱成形による低コスト成形加工、接
合技術を活用した一体大型化、粉末焼結法によるニ
表 1 B777 に適用されているチタン合金と特性
アネットシェイプ化や高機能材料開発、摩擦撹拌接
合金名
Condition
引張強さ
(MPa)
純チタン
Ann
345−550
板、棒
Ti−6Al−4V
Ann
895
全形状
β−Ann
895
鍛造材
STA
1100
ファスナー
Ti−10V−2Fe−3Al
STA
1190
鍛造材
Ti−15V−3Cr
STA
1035
薄板
STA
1140
鋳造材
Ti−3Al−8V−6Cr−4Mo−4Zr
Cold Drawn
+Aging
1240−1450
ばね
形状
合や先端粉末造形などの材料やプロセス技術に端緒
が見えつつある。
これらの特徴を生かした国産材料・プロセス開発
を成功させ、独自の航空機開発に適用することによ
り、国際競争力を高め、我が国航空機開発の世界に
対する先進的地位を確立することが重要である。
そこで、次世代材料技術室では、平成 20 年度よ
り 5 年計画で「次世代構造部材創製加工技術開発(次
世代チタン合金創製・加工技術開発)」を実施して
いる。研究開発は東北大学・新家教授をプロジェク
トリーダとし、以下に示す 3 つのテーマ別技術及び
参加大学がそれをサポートする重要共通技術からな
り、最終年度までに実大規模の航空機用の代表的構
造部材を試作し、強度特性、内部組織等を解析、評
価する計画である。研究開発の概要を図 9 に示す。
<テーマ別技術>
・チタン板金部品の低コスト製造技術の開発
実施機関:㈱ 神戸製鋼所、三菱重工業 ㈱ ・高加工性新チタン合金の押出 / 鍛造材を用いた低
コスト製造技術の開発
実施機関:㈱ 神戸製鋼所、川崎重工業 ㈱、
日本飛行機 ㈱ 図 7 チタン合金大型鍛造品が適用された B777 脚部材(トラックビーム)
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特集 次世代材料技術開発
図 9 「次世代チタン合金創製・加工技術開発」の概要
・高機能化チタン合金焼結部品の低コスト製造技術
の開発
実施機関:日本大学、JFE テクノリサーチ ㈱、
富士重工業 ㈱ <共通技術>
・材質評価
・接合技術
実施機関:大阪大学 ・先端粉末造形技術
実施機関:九州大学 なお、本研究開発の内容については、「素形材」
7)
2009 年 7 月号(Vol. 50,No. 7)他 にその概要が紹介
してあるので、参照されたい。
実施機関:東北大学 3.まとめ
航空機構造材料については、この十数年間に複合
4 )永尾陽典他,
「VaRTM を用いた低コスト複合材主翼
材料の急速な適用拡大が実現した。今後、新規開発
構造の製作」,日本複合材料学会 2006 年度研究発表会
される民間航空機でも複合材料の持つ課題の解決を
図るとともに、さらなる高性能化を進めることによ
り、複合材料を多用する傾向は続くと思われる。一
方、複雑な形状の部材や複雑な荷重が負荷される部
材については、チタン合金を中心とする金属材料が
優位であると思われる。
今後は、複合材料と金属材料の特長を生かした適
材適所の研究開発の推進及び実機への適用推進が重
要となろう。
参考文献
1 )日本航空宇宙工業会編:「航空と宇宙」,第 627 号,P12
(2005)
2 )ボーイング社資料
3 )深川仁,
「航空宇宙材料と加工 よもやま話」,日本材
料学会東開支部第 1 回イブニングセミナー(2007)
(2006)
5 )山下他,
「MRJ 尾翼桁間構造適用に向けた A-VaRTM
技術開発」,三菱重工技報,Vol. 45,No. 4(2008)
6 )Rodney R. Boyer, Titanium Applications on Boeing
Aircraft ,Proceeding of the Technical Program
from the 1996 International Titanium Applications
Conference(1996)
7 )伊牟田守,
「次世代チタン合金創製・加工技術開発の
概要」,チタン Vol. 57,No. 1(2007)
㈶ 素形材センター 次世代材料技術室
航空機材料技術部
〒 105-0011 東京都港区芝公園 3-5-8
機械振興会館 202-2 号室
TEL. 03-3459-6900 FAX. 03-3459-6911
E-mail: [email protected]
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