(57)【要約】【課題】業界の要求を満足する航空宇宙用の締め具のための軽量なチタン合金材料を、製造の時間及びコストを節約しつつ提供する。【解決手段】航空機用の締め具を形成するための方法及び装置。約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２０重量パーセントを上回る酸素、及び０．３０重量パーセントを上回る鉄を有するアニールされたチタン合金が提供される。このアニールされたチタン合金から航空機用の締め具を形成するための作業が実行される。【選択図】図７
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
５．５０〜６．７５重量パーセントのアルミニウム、３．５０〜４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２０重量パーセントを上回る酸素、及び０．３０重量パーセントを上回る鉄を有するチタン合金
を含む、締め具。
【請求項２】
前記チタン合金は、５．５０〜６．７５重量パーセントのアルミニウム、３．５０〜４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２５〜０．５０重量パーセントの酸素、及び０．４０〜０．８０重量パーセントの鉄を有する、請求項１に記載の締め具。
【請求項３】
前記チタン合金は、約０．２５〜約０．３０重量パーセントの酸素及び約０．４０〜約０．６０重量パーセントの鉄を有する、請求項１に記載の締め具。
【請求項４】
前記チタン合金は、約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムを有する、請求項１に記載の締め具。
【請求項５】
前記締め具は、該締め具の直径が約０．６２５インチ未満であるとき、少なくとも１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９５ｋｓｉのせん断強度を有する、請求項１〜４のいずれか一項に記載の締め具。
【請求項６】
前記チタン合金の最大引っ張り強度は、該チタン合金の厚さが約１．０インチから約４．０インチに増すときに実質的に同じままである、請求項１〜５のいずれか一項に記載の締め具。
【請求項７】
チタン合金を製作するための方法であって、
約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２０重量パーセントを上回る酸素、及び０．３０重量パーセントを上回る鉄を有するように前記チタン合金を製造するステップ
を含む、方法。
【請求項８】
前記チタン合金を製造するステップは、
約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素及び約０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有するように前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記チタン合金を製造するステップは、
約０．２５〜約０．３０重量パーセントの酸素及び約０．４０〜約０．６０重量パーセントの鉄を有するように前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７に記載の方法。
【請求項１０】
前記チタン合金を製造するステップは、
約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムを有するように前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７に記載の方法。
【請求項１１】
前記チタン合金を製造するステップは、
前記チタン合金が少なくとも１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９５ｋｓｉのせん断強度を有するように前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７〜１０のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１２】
前記チタン合金を製造するステップは、
少なくとも５０パーセントのチタンスクラップ材料を使用して前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７〜１１のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１３】
前記チタン合金をアニールし、アニールされたチタン合金を形成するステップ
をさらに含む、請求項７〜１２のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１４】
前記チタン合金を製造するステップは、
最大引っ張り強度又はせん断強度の少なくとも一方が、前記チタン合金の厚さが約１．０インチから約４．０インチに増すときに実質的に同じままであるように、前記チタン合金を製造するステップ
を含む、請求項７〜１３のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して、チタン合金に関し、特に、所望の機械的特性を持たせるためのチタン合金の処理に関する。さらにより詳しくは、本発明は、所望の機械的特性を有するチタン合金から締め具を形成するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
チタン合金は、チタンと他の化学元素との混合物を含む金属である。チタン合金は、たとえ高い温度においても、高い強度対重量比を有し、耐食性であり、他の材料よりも高い引っ張り強度及び靱性を示す。これらの理由で、チタン合金は、航空宇宙及び航空の用途に頻繁に用いられる。例えば、これらに限られるわけではないが、チタン合金は、着陸装置の構成要素、エンジンの構成要素、機械的な締め具、及び他の適切な構造を形成するために使用される。
【０００３】
典型的には、航空宇宙の用途におけるチタン部品は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ合金（約６重量パーセントのアルミニウムと、約４重量パーセントのバナジウムと、少量の他の元素と、残部のチタンとで構成されるアルファベータチタン合金）から形成される。航空宇宙産業の基準は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖなどのチタン合金から形成される部品について、特定の機械的特性を有することを命じている。例えば、これらの基準は、航空宇宙用の締め具が、航空機に使用されるべき特定のせん断強度及び引っ張り強度を有さなければならないと命じている。
【０００４】
これらの材料特性を実現するために、認証機関は、チタン合金で作られる締め具について、化学的な組成及び処理の指針を定めている。例えば、現状の航空宇宙の指針は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖを最大量の酸素、鉄、炭素、及び窒素にて形成することを求めている。さらに、これらの基準は、チタン合金から製作される締め具のせん断強度及び引っ張り強度を改善するために、溶体化処理及び時効の処理を使用することを推奨している。
【０００５】
固溶化処理及び時効の処理においては、材料が固溶化処理のための炉に配置され、急冷され、及び汚れが除かれ、次いで材料を強くするために時効の処理が行われる。この処理は、数時間を必要とし、貴重な製造の空間を占めるかさばる機械類を必要とする可能性がある。熱処理工程は表面の汚染を生じさせ、これは表面を脆くし、その除去が必要となる。結果として、この工程は、理想よりも多くの時間を必要とし、多くのリソースを使用する。
【０００６】
さらに、溶体化及び時効の処理の対象の材料の厚さが大きくなるにつれ、材料は所望のせん断強度及び引っ張り強度を維持できにくくなる。結果として、溶体化及び時効の処理による大径の締め具は、所望のようには上手く機能しない可能性がある。
【０００７】
したがって、上述の問題のうちの少なくとも一部並びに生じうる他の問題を考慮に入れた方法及び装置を有することが、望ましいと考えられる。具体的には、業界の要求を満足する航空宇宙用の締め具のための軽量なチタン合金材料を、製造の時間及びコストを節約しつつ提供することが、望ましいと考えられる。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の実施形態は、所望の材料特性を有する締め具ストックからチタン合金製の締め具を形成するための方法及び装置を提示する。締め具は、０．２０重量パーセントを上回る酸素及び０．３０重量パーセントを上回る鉄を有する締め具ストックから形成される。具体的には、例示の実施形態は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び約０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有する締め具を開示する。
【０００９】
チタン合金における酸素及び鉄の量が、それぞれ０．２０及び０．３０重量パーセントという航空宇宙産業の最大値を超えて増やされている。例示の実施形態における酸素及び鉄の組成は、航空宇宙の締め具に求められる最大引っ張り強度及びせん断強度を、締め具について溶体化及び時効の処理を使用することなく達成する。
【００１０】
溶体化及び時効の処理の必要性を除くことによって、製造時間が大幅に節約され、結果として締め具ごとのコストを削減しつつ、締め具をより迅速に製造することができる。酸素及び鉄のレベルがより高い締め具ストックの製造は、インゴットの製造者が、インゴットの形成において両元素が豊富なスクラップ材料の使用割合を高くすることを可能にする。
【００１１】
これらの特徴及び機能を、本発明の種々の実施形態において個別に達成することができ、或いは以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細を見て取ることができるさらに他の実施形態に組み合わせることができる。
【００１２】
さらに、本発明は、以下の条項による実施形態を含む。
【００１３】
条項１．航空機用の締め具を形成するための方法であって、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２０重量パーセントを上回る酸素、及び０．３０重量パーセントを上回る鉄を有するアニールされたチタン合金を製造するステップと、前記アニールされたチタン合金から航空機用の締め具を形成するための作業を実行するステップとを含む方法。
【００１４】
条項２．前記アニールされたチタン合金を製造するステップは、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素及び約０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有するアニールされたチタン合金を製造するステップを含む条項１に記載の方法。
【００１５】
条項３．前記アニールされたチタン合金を製造するステップは、約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムを有するアニールされたチタン合金を製造するステップを含む条項１に記載の方法。
【００１６】
条項４．前記締め具を形成するステップは、前記締め具の直径が約０．６２５インチ未満である場合に、前記締め具が少なくとも１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９５ｋｓｉのせん断強度を有するように前記アニールされたチタン合金から直接に締め具を形成するステップを含む条項１に記載の方法。
【００１７】
条項５．前記締め具を形成するための作業を実行するステップは、前記アニールされたチタン合金を前記締め具の所望の長さに切断するステップと、前記締め具の頭部を形成するステップと、前記締め具のねじ山を形成するステップと、前記締め具を検査するステップとを含む条項１に記載の方法。
【００１８】
条項６．前記アニールされたチタン合金について、華氏約１，０００度〜約１，４００度の間の温度で前記締め具を形成するための作業を実行するステップをさらに含む条項１に記載の方法。
【００１９】
例示の実施形態の特徴を示すと考えられる新規な特徴が、添付の特許請求の範囲に記載される。しかしながら、これらの例示の実施形態、並びにそれらの好ましい使用の態様、さらなる目的、及び特徴は、本発明の例示の実施形態の以下の詳細な説明を参照し、添付の図面と併せて検討することによって、最もよく理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】例示の実施形態による製造環境のブロック図を示している。
【図２】例示の実施形態による複数の締め具の図である。
【図３】例示の実施形態による溶体化及び時効の処理後のチタン合金の微細構造の図である。
【図４】例示の実施形態によるアニール後のチタン合金の微細構造の図である。
【図５】例示の実施形態による２種類の材料の最大引っ張り強度のグラフである。
【図６】例示の実施形態による２種類の材料のせん断強度のグラフである。
【図７】例示の実施形態による航空機用の締め具を形成するための工程のフロー図を示している。
【図８】例示の実施形態による締め具を形成するための工程のより詳細なフロー図を示している。
【図９】例示の実施形態によるチタン合金製の締め具ストックを製作するための工程のフロー図を示している。
【図１０】例示の実施形態による航空機の製造及び保守点検方法のブロック図の形態の図である。
【図１１】例示の実施形態を実行することができる航空機のブロック図の形態の図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
例示の実施形態は、１つ以上の異なる考慮事項を認識し、考慮に入れる。例えば、例示の実施形態は、航空宇宙用の締め具の製造速度を、締め具の所望の材料特性を維持しつつ高めることが望まれる可能性を認識し、考慮に入れる。例えば、例示の実施形態は、業界の基準が、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖチタン合金から作られる航空宇宙用の締め具について、締め具が０．６２５インチ以下の直径を有する場合に、１６０ｋｓｉ（キロポンド／平方インチ）の引っ張り強度及び９５ｋｓｉのせん断強度を有するように求めていることを認識し、考慮に入れる。さらに、これらの基準は、０．６２５インチを超える直径を有する締め具について、１５０ｋｓｉの引っ張り強度及び９０ｋｓｉのせん断強度を有するように求めている。例示の実施形態は、そのような基準を満足しながら、伝統的なＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ合金を強化するために使用される高コストで時間のかかる処理工程の数を減らす必要性を認識する。
【００２２】
さらに、例示の実施形態は、熱間圧延、コーティング、及び他の熱によってもたらされる技術を使用してチタン合金から締め具を形成することが望まれる可能性を認識し、考慮に入れる。例えば、締め具のねじ山を、熱間圧延工程を使用して形成することができる。しかしながら、例示の実施形態は、材料について溶体化及び時効の処理を使用することで、チタン合金から締め具を形成できる方法が制約される可能性を認識し、考慮に入れる。例えば、溶体化及び時効の処理が行われた材料は、最大処理温度の限界を有する可能性がある。この最大処理温度の限界は、一部の熱間圧延工程を実行不可能にする。
【００２３】
さらに、例示の実施形態は、スクラップ材料から締め具ストックの材料を形成することが望まれる可能性を認識し、考慮に入れる。スクラップ材料は、これまでの所望の量よりも多くの酸素を含むため、材料をリサイクルして締め具ストックを形成する可能性は、限定されている。例示の実施形態は、締め具ストックを形成するために使用されるスクラップ材料の量を増やすことで、原材料のコストが削減され、廃棄物も減ることを認識し、考慮に入れる。
【００２４】
したがって、例示の実施形態は、チタン合金を製造するための方法及び装置を提供する。さらに、例示の実施形態は、チタン合金から締め具を形成するための方法及び装置を提示する。装置は、航空機において使用される締め具を含む。締め具は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を含むチタン合金を含む。
【００２５】
次に図面を参照し、特に図１を参照すると、例示の実施形態による製造環境のブロック図の図解が示されている。この例示の例において、製造環境１００における製造システム１０２は、締め具１０６のための締め具ストック１０４を製造するために使用される。また、製造システム１０２を、締め具ストック１０４から締め具１０６を形成するために使用することもできる。
【００２６】
図示のとおり、製造システム１０２は、締め具ストック１０４又は締め具１０６の少なくとも一方の形成に使用されるように構成された幾つかの構成要素を備えることができる。本明細書において使用されるとき、「幾つかの」アイテムは、１つ以上のアイテムであってよい。したがって、幾つかの構成要素は、１つ以上の構成要素である。
【００２７】
製造システム１０２における構成要素の例として、冷却システム、加熱システム、成形システム、コントローラ、検査システム、切削システム、プレス機、及び他の適切なシステムを挙げることができる。これらの構成要素は、コンピュータ制御であってよく、人間である運転者によって手動で操作されてよく、或いはこれらの何らかの組み合わせであってよい。
【００２８】
図示のとおり、製造システム１０２は、締め具１０６を形成するための作業１０３を実行することができる。作業１０３を、温度１０５にて実行することができる。温度１０５は、締め具１０６を形成すべく実行される作業１０３の種類に基づいて変更することができる。
【００２９】
本明細書において使用されるとき、用語「締め具」は、２つ以上の構造物を機械的に結合させ、或いは取り付けるハードウェア装置を指す。例えば、締め具１０６は、プラットフォーム１０７において２つ以上の構造物を一体に結合させることができる。締め具１０６として、例えば、これらに限られるわけではないが、ボルト、ナット、鋲、ねじ、リベット、ワッシャ、ロックワッシャ、及び他の適切な要素が挙げられる。プラットフォーム１０７は、この例示の例では、航空機１０９の形態をとることができる。
【００３０】
本明細書において使用されるとき、「締め具ストック」は、物品から１つ以上の締め具を形成するために加工される材料を指す。例えば、締め具ストック１０４を、締め具１０６を形成するために鍛造することができる。
【００３１】
締め具ストック１０４は、この例示の例においては金属を含む。具体的には、締め具ストック１０４は、チタン合金１０８を含む。航空機１０９に使用される締め具１０６は、締め具ストック１０４から形成されるとき、チタン合金１０８を含む。
【００３２】
チタン合金１０８は、この例示の例では、元素１１０を含む材料である。元素１１０は、チタンと、アルミニウム、バナジウム、鉄、酸素、炭素、窒素、水素、クロム、イットリウム、モリブデン、ジルコニウム、ニッケル、ニオブ、マンガン、コバルト、ニオブ、又は他の適切な元素のうちの少なくとも１つとを含むことができる。
【００３３】
本明細書において使用されるとき、「…のうちの少なくとも１つ」という表現は、アイテムの列挙とともに使用される場合に、列挙されたアイテムのうちの１つ以上のアイテムの種々の組み合わせを使用できることを意味し、列挙されたアイテムのうちのただ１つのアイテムだけが必要であってよいことを意味する。アイテムは、特定の物体、事物、又はカテゴリであってよい。換言すると、「…のうちの少なくとも１つ」は、列挙の中からアイテムの任意の組み合わせ又は幾つかのアイテムが使用されてよいが、必ずしも列挙されたすべてのアイテムが必要とされるわけではないことを意味する。
【００３４】
例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、アイテムＡ、アイテムＡとアイテムＢ、アイテムＢ、アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ、或いはアイテムＢとアイテムＣを意味する。幾つかの場合に、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば、これらに限られるわけではないが、２つのアイテムＡと１つのアイテムＢと１０個のアイテムＣ、４つのアイテムＢと７つのアイテムＣ、或いは何らかの他の適切な組み合わせを意味することができる。
【００３５】
この例示の例において、チタン合金１０８は、０．２０重量パーセントを超える酸素及び０．３０重量パーセントを超える鉄を有する。例示の例において、チタン合金１０８は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を含む。幾つかの例示の例において、チタン合金１０８は、約０．２５〜約０．３０重量パーセントの酸素及び約０．４０〜約０．６０重量パーセントの鉄を有する。チタン合金１０８は、約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムをさらに含むことができる。チタン合金１０８の残部は、チタン及び他の適切な元素を含む。
【００３６】
同様のアルミニウム及びバナジウムの含有量を有するチタン合金を、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖと称することができる。航空宇宙の用途に使用されるＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ材料は、所望の材料特性１１２を有さなければならない。所望の材料特性１１２として、この例示の例では、最大引っ張り強度１１４、せん断強度１１６、及び他の適切な特性が挙げられる。
【００３７】
例示の例において、最大引っ張り強度１１４は、材料が引き伸ばし又は引っ張りの際に破断前に耐えることができる最大の応力を表す。せん断強度１１６は、材料の面に平行な方向の荷重に耐えることができる材料の能力を表す。本明細書において使用されるとき、用語「最大引っ張り強度（ＵＴＳ）」及び「引っ張り強度」を、入れ換え可能に使用することができる。
【００３８】
航空宇宙の用途に使用される締め具の引っ張り強度及びせん断強度の最小要件は、航空宇宙の管理機関、政府機関、製造者、又はこれらの組み合わせによって定められてよい。例えば、幾つかの引っ張り強度及びせん断強度の要件が、Ａｅｒｏｓｐａｃｅ  Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓ  Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ（ＡＩＡ）によって定められた米国航空宇宙規格（ＮＡＳ）に述べられている。米国航空宇宙規格は、０．６２５インチ未満の直径を有する締め具に、１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び９５ｋｓｉのせん断強度を有するように求めている。
【００３９】
さらに、製造者の基準は、０．６２５インチを超える大型の締め具に、所望の引っ張り強度及びせん断強度の値を有するように求めることができる。例えば、幾つかの場合に、締め具が０．６２５インチ超であるとき、１５０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び９０ｋｓｉのせん断強度を所望することができる。他の例示の例では、関係する機能に応じて、最大引っ張り強度１１４及びせん断強度１１６について、他の値を所望することができる。
【００４０】
所望の材料特性１１２を達成するために、米国航空宇宙規格は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ材料が最大で０．２０重量パーセントの酸素含有量及び０．３０重量パーセントの鉄含有量を含むという工学的要件を述べている。例示の実施例は、基準において述べられている典型的なＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ材料を上回る高い鉄及び酸素含有量を有する。チタン合金１０８の酸素及び鉄含有量を増やすことで、材料の強度が高くなる。
【００４１】
この例示の実施例において、チタン合金１０８は、アニールされたチタン合金１１８を形成するようにアニールされる。アニーリングは、材料の延性を向上させるために材料の物理的特性（多くの場合、化学的特性も）を変化させる熱処理である。アニーリングは、材料を臨界温度を超えて加熱し、或る期間にわたってその温度を保ち、次いで冷却することを含むことができる。アニーリングは、例えば、延性を生じさせ、材料を柔らかくし、内部応力を緩和し、材料の構造を均質化し、冷間加工性を改善することができる。この例示の実施例において、チタン合金１０８は、締め具ストック１０４として用いられる前に材料特性を変化させるためにアニールされる。
【００４２】
図示のとおり、アニーリング後のチタン合金１１８は、処理温度限界１２０を有する可能性がある。処理温度限界１２０は、締め具１０６を形成するための作業１０３が実行される温度１０５の限界であってよい。換言すると、熱によって引き起こされる作業１０３が実行されるときに、それらの作業が、アニーリング後のチタン合金１１８を処理温度限界１２０を超えて加熱してはならない。さもないと、所望の材料特性１１２が変化してしまう可能性がある。この図示の例において、処理温度限界１２０は、華氏約１，４００度であってよい。
【００４３】
アニーリング後のチタン合金１１８は、この例示の例において、微細構造１２２を有する。微細構造１２２は、所定のレベルの拡大において材料の微細な構造を示す。微細構造１２２は、他の特性の中でもとりわけ強度、靱性、延性、硬度、耐食性、温度挙動、及び耐摩耗性などの、アニーリング後のチタン合金１１８の物理的特性を左右する。微細構造１２２は、アニーリング後のチタン合金１１８におけるアルファ相及びベータ相のチタン合金の構成を示す。
【００４４】
アニーリング後のチタン合金１１８は、この図示の例では、厚さ１２４を有する。アニーリング後のチタン合金１１８は、種々の厚さにおいて異なる挙動を呈する可能性がある。例えば、より薄いアニーリング後のチタン合金１１８は、より厚い材料よりも高い最大引っ張り強度１１４を有する可能性がある。アニーリング後のチタン合金１１８の他の特性も、厚さ１２４に応じて異なる可能性がある。幾つかの場合には、材料の種々の厚さの材料特性は、実質的に同じであってよい。
【００４５】
例示の例において、チタン合金１０８は、種々の材料から形成される。これらの材料は、適切な組成のチタンスポンジ、マスター合金、及びチタンスクラップ材料１２６を含むことができる。チタンスクラップ材料１２６は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖスクラップ並びにＴｉ−１０Ｖ−２Ｆｅ−３Ａｌ及びＴｉ−５Ａｌ−５Ｍｏ−５Ｖ−３Ｃｒなどの他のチタン合金からのスクラップを含むことができる。幾つかの場合には、チタン合金１０８の５０パーセントが、チタンスクラップ材料１２６で構成されてよい。他の例では、チタン合金１０８の７０パーセントが、チタンスクラップ材料１２６で構成される。
【００４６】
ひとたびチタン合金１０８が形成されてアニーリングされると、締め具１０６を、締め具ストック１０４から形成することができる。具体的には、締め具１０６の頭部１２８、軸部１３０、及びねじ山１３２を形成するための作業１０３を実行することができる。締め具１０６は、作業１０３の間に締め具１０６の特性を変化させるような追加の処理は用いられないため、締め具ストック１０４と同じ所望の材料特性１１２を有する。換言すると、アニーリング後のチタン合金１１８による締め具ストック１０４が、１６０ｋｓｉの引っ張り強度及び９５ｋｓｉのせん断強度を有するため、締め具１０６も、やはりそれらの材料特性を有すると考えられる。
【００４７】
締め具１０６は、完成時に寸法１３４を有することができる。寸法１３４は、長さ１３６及び直径１３８を含むことができる。直径１３８は、この例示の例では、軸部１３０の直径を表す。締め具１０６を形成する工程は、溶体化及び時効の処理を含まない。むしろ、アニーリング後のチタン合金１１８から形成される締め具１０６は、溶体化及び時効の処理が不要であるような所望の材料特性１１２を示す。
【００４８】
図１の締め具ストック１０４及び締め具１０６の例示は、例示の実施形態を実施できる方法について、物理的又は構造的な限定の示唆を意味するものではない。図示の構成要素に加え、或いは図示の構成要素に代えて、他の構成要素を使用することができる。幾つかの構成要素は任意選択であってよい。また、ブロックは、幾つかの機能的な構成要素を示すために提示されている。これらのブロックのうちの１つ以上は、例示の実施形態において実施されるときに異なるブロックに結合、分割、或いは結合及び分割が可能である。
【００４９】
例示の例は、航空機に関して説明されるが、例示の実施形態は、他の種類のプラットフォームに適用可能である。プラットフォームは、例えば、これらに限られるわけではないが、可動のプラットフォーム、静止したプラットフォーム、地上の構造物、水上の構造物、及び宇宙の構造物であってよい。
【００５０】
より具体的には、プラットフォームは、水上艦、タンク、人員運搬車、列車、宇宙船、宇宙ステーション、衛星、潜水艦、自動車、発電所、橋、ダム、住宅、製造工場、ビル、及び他の適切なプラットフォームであってよい。締め具１０６は、酸素及び鉄の含有量が増やされたチタン合金１０８によってもたらされるとおりの引っ張り強度及びせん断強度を必要とする上述のプラットフォームのいずれかに適用可能であってよい。
【００５１】
次に図２を参照すると、例示の実施形態による複数の締め具の図が示されている。この図示の例において、締め具２００は、さまざまな種類の締め具を含む。締め具２００の各々は、図１にブロックの形態で示された締め具１０６の物理的な実施の例である。
【００５２】
図示のとおり、締め具２００は、さまざまな直径を有することができる。締め具２００は、例示の実施形態によるチタン合金製の締め具ストックで構成される。具体的には、締め具２００の各々は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を含む。結果として、締め具２００の各々は、直径にかかわらず、引っ張り強度及びせん断強度についての業界の基準を満たす。
【００５３】
図３及び図４は、例示の実施形態による溶体化及び時効の処理が行われたチタン合金並びにアニーリング後のチタン合金の微細構造を比較している。図３が、溶体化及び時効の処理が行われたチタン合金の微細構造を示している一方で、図４は、約０．２５重量パーセントを上回る酸素含有量及び約０．４０重量パーセントを上回る鉄含有量のアニーリング後のチタン合金の微細構造を示している。
【００５４】
図３は、微細構造３００を示している。微細構造３００は、溶体化及び時効の処理後の状態においてそれぞれ０．２０重量パーセント及び０．３０重量パーセントという業界の最大値又は最大値未満の酸素含有量を有するＴｉ−６Ａｌ−４Ｖを表している。微細構造３００は、時効マルテンサイトのマトリクス中に一次アルファを含む。
【００５５】
図４は、微細構造４００を示している。この例示の例において、微細構造４００は、約０．２５重量パーセントの酸素及び約０．４０パーセントの鉄を有するチタン合金の微細構造である。
【００５６】
微細構造４００は、業界の最大値を上回る酸素及び鉄含有量を有し、アニーリングされた状態にある改良されたＴｉ−６Ａｌ−４Ｖチタン合金を表している。微細構造４００は、変態ベータマトリクス中に等軸の細長いアルファ相を含む。アルファ相及びベータ相の両方の強度は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖチタン合金において、酸素及び鉄の含有量の増加によって高められている。酸素含有量の増加が、アルファ相の強度を高める一方で、鉄含有量の増加は、ベータ相の強度を高める。
【００５７】
チタン合金において両方の元素を増やすことで、材料中のアルファ及びベータ相の強度のバランスが保たれる。換言すると、一方の元素だけが他方の元素を同じに保ちつつ増やされると、アルファ及びベータ相の強度の差が生じると考えられる。この差が、材料中に弱点を生じさせる可能性があり、全体としての強度が所望のとおりには向上しない可能性がある。例えば、酸素だけが最大値を超えて増やされると、アルファ相の強度は向上するが、ベータ相の強度は向上せず、ベータ相が構造内の弱いリンクになると考えられる。結果として、チタン合金が、所望のとおりには機能しない可能性がある。
【００５８】
次に図５を参照すると、例示の実施形態による２種類の材料の最大引っ張り強度のグラフが示されている。この図示の例において、グラフ５００は、ｘ軸５０２及びｙ軸５０４を有する。ｘ軸５０２は、最大引っ張り強度（単位は、ｋｓｉ）を表し、ｙ軸５０４は、厚さ（単位は、インチ）を表している。この例示の例では、１．０インチ〜４．０インチの間の厚さの値が示されている。
【００５９】
図示のとおり、線５０６は、酸素が０．２０重量パーセント未満でありかつ鉄が０．３０重量パーセント未満である溶体化及び時効の処理後のＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ材料の最大引っ張り強度を示している。線５０６は、材料の厚さが大きくなるときの引っ張り強度を示している。この厚さは、締め具ストックの棒材の厚さであってよい。同様の方法で、線５０８は、例示の実施形態によるアニーリング後のチタン合金材料の最大引っ張り強度を示している。
【００６０】
この図示の例において、溶体化及び時効の処理によるＴｉ−６Ａｌ−４Ｖの最大引っ張り強度は、材料の厚さが増すにつれて一貫して低下している。他方で、酸素及び鉄の含有量が増やされたアニーリング後のチタン合金は、チタン合金の厚さが約１．０インチから約４．０インチに増すときに実質的に同じままである最大引っ張り強度を有する。
【００６１】
図６は、例示の実施形態による２種類の材料のせん断強度のグラフである。この図示の例において、グラフ６００は、ｘ軸６０２及びｙ軸６０４を有する。ｘ軸６０２は、せん断強度（単位は、ｋｓｉ）を表し、ｙ軸６０４は、厚さ（単位は、インチ）を表している。この例示の例では、０．５インチ〜３．０インチの間の厚さの値が示されている。
【００６２】
図示のとおり、線６０６は、酸素が０．２０重量パーセント未満でありかつ鉄が０．３０重量パーセント未満である溶体化及び時効の処理後のＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ材料のせん断強度を示している。線６０６は、材料の厚さが増すときのせん断強度を示している。この厚さは、締め具ストックの棒材の厚さであってよい。同様の方法で、線６０８は、例示の実施形態によるアニーリング後のチタン合金材料のせん断強度を示している。
【００６３】
この図示の例において、溶体化及び時効の処理によるＴｉ−６Ａｌ−４Ｖのせん断強度は、材料の厚さが増すにつれて一貫して低下している。他方で、酸素及び鉄の含有量が増やされたアニーリング後のチタン合金は、チタン合金の厚さが約０．５インチから約３．０インチに増すときに実質的に同じままである最大引っ張り強度を有する。
【００６４】
図２〜図６の例示は、例示の実施形態を実施できる方法について、物理的又は構造的な限定の示唆を意味するものではない。図示の構成要素に加え、或いは図示の構成要素に代えて、他の構成要素を使用することができる。幾つかの構成要素は、随意であってよい。
【００６５】
図２〜図６に示した種々の構成要素は、図１にブロックの形態で示した構成要素を物理的な構造としてどのように実施できるかについての例示の例であってよい。さらに、図２〜図６の構成要素の幾つかについて、図１の構成要素との組み合わせ、図１の構成要素と一緒の使用、或いは両者の組み合わせが可能である。
【００６６】
次に図７を参照すると、例示の実施形態による航空機用の締め具を形成するための工程のフロー図の説明が示されている。図７に示される工程を、図１の航空機１０９のための締め具１０６を形成するための製造環境１００において実行することができる。
【００６７】
工程は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、０．２０重量パーセントを超える酸素、及び０．３０重量パーセントの鉄を有するアニーリングされたチタン合金を製造することによって始まる（作業７００）。例えば、アニーリング後のチタン合金は、上述のアルミニウム及びバナジウムの含有量に加えて、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素及び０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有することができる。アニーリング後のチタン合金は、幾つかの場合に、約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムをさらに有することができる。
【００６８】
次に、工程は、アニーリング後のチタン合金から航空機用の締め具を形成するための作業を実行し（作業７０２）、その後に工程は終了する。０．６２５インチ未満の直径を有する締め具において、締め具は、締め具が少なくとも１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９５ｋｓｉのせん断強度を有するように形成される。１インチ超の直径を有する締め具において、締め具は、締め具が少なくとも１５０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９０ｋｓｉのせん断強度を有するように形成される。
【００６９】
図８に目を向けると、例示の実施形態による締め具を形成するための工程のより詳細なフロー図の説明が示されている。図８に示される工程を、図１の締め具１０６を形成するために図７に示した作業７０２の間に製造環境１００において実行することができる。締め具は、材料の溶体化及び時効の処理を伴わずに、アニーリング後のチタン合金から直接形成される。
【００７０】
工程は、アニーリング後のチタン合金を締め具のための所望の長さに切断することによって始まる（作業８００）。次に、工程は、締め具の頭部を形成する（作業８０２）。
【００７１】
次いで、工程は、締め具のねじ山を形成する（作業８０４）。作業８０４において、工程は、ねじ山を形成するためのアニーリング後のチタン合金の熱間圧延を含むことができる。プロセスは、締め具を検査し（作業８０６）、その後に終了する。
【００７２】
幾つかの例示の例では、工程の間の種々の時点において、締め具の汚れを除き、検査し、修正することができる。例えば、締め具の頭部が形成された後で、チタン合金の汚れを除き、検査し、次いでねじ山の形成のための次のステーションに移動させることができる。別の例示の例では、工程が、酸洗い、研削、コーティング、他の処理、又はこれらの組み合わせなどのさらなる工程を含むことができる。
【００７３】
図８に示した作業は、締め具を強化するための溶体化及び時効の処理を含まない。代わりに、締め具は、酸素及び鉄の含有量が増やされたアニーリング後のチタン合金だけを含むことによって、所望の最大引っ張り強度及びせん断強度を達成する。
【００７４】
アニーリングされたチタン合金の処理温度限界は、溶体化及び時効による試料における処理温度限界よりも高い。結果として、締め具を形成するための作業を、アニーリングされたチタン合金について、最大で華氏約１，４００度の温度で実行することができる。幾つかの場合には、個々の実施例に応じて、さらに高い温度も可能かもしれない。これらの作業を、アニーリングされたチタン合金の所望の材料特性を変化させることなく実行することができる。
【００７５】
次に図９を参照すると、例示の実施形態によるチタン合金製の締め具ストックを製作するための工程のフロー図の説明が示されている。図９に示される工程を、図１に示した締め具ストック１０４を形成するために製造環境１００において実行することができる。さらに、図９に示される工程を、図８において説明したように締め具１０６を形成するために使用されるアニーリングされたチタン合金を形成するために使用することができる。
【００７６】
工程は、チタン合金の形成に使用される幾つかの材料を用意することによって始まる（作業９００）。次に、工程は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び約０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有するようにチタン合金を製造する（作業９０２）。作業９０２において、チタン合金を、幾つかの例においては、約０．２５〜約０．３０重量パーセントの酸素、約０．４０〜約０．６０重量パーセントの鉄、約０．００５〜約０．２０重量パーセントのモリブデン、及び約０．０３〜約０．１５重量パーセントのクロムを有するように製造することができる。このチタン合金は、この例示の例ではアルファ−ベータチタン合金である。
【００７７】
作業９０２において、所望のチタン合金製の締め具ストックを形成するためのインゴットから棒材への加工を完結するために、幾つかの工程を実行することができる。例えば、鉱石処理、ＴｉＯ２塩素処理、ＴｉＣｌ４蒸留、Ｍｇ還元、スポンジ精製、粉砕、スポンジ−スクラップ−合金の組み合わせの調合、圧縮、可変アーク再溶解、均質化、種々のレベルの状態調節、熱間加工、冷間加工、又は他の適切な工程のうちの少なくとも１つを、実行することができる。
【００７８】
作業９０２を、酸素及び鉄の含有量を制限する伝統的な航空宇宙のＴｉ−６Ａｌ−４Ｖよりも多くのスクラップ材料にて実行することができる。例えば、スポンジ−スクラップ−合金の組み合わせの調合の際に、チタン合金を、少なくとも５０パーセントのチタンスクラップ材料を使用して製造することができる。幾つかの場合には、チタン合金を、少なくとも７０パーセントのチタンスクラップ材料を使用して製造することができる。
【００７９】
次に、工程は、チタン合金をアニーリングして、アニーリングされたチタン合金を形成し（作業９０４）、その後に終了する。アニーリング温度は、個々の実施例に応じて、華氏約１，２００度〜華氏約１，４００度の間であってよい。
【００８０】
作業９０４の前又は後に、工程は、熱間圧延、状態調節、冷間圧延、及びチタン合金の所望の材料特性を形成するための他の方法、などの工程を含むことができる。例えば、チタン合金を、華氏約１，２００度〜華氏約１，４００度の間のアルファ−ベータ相領域の温度で熱間圧延し、その後にアニーリング及び状態調節を行うことができる。その後に、冷間圧延を行うことができ、材料を再びアニーリングすることができる。
【００８１】
図９に記載の工程は、材料の厚さに応じて、少なくとも１６０ｋｓｉの最大引っ張り強度及び少なくとも９５ｋｓｉのせん断強度を有する締め具ストックを形成する。チタン合金の最大引っ張り強度又はせん断強度の少なくとも一方が、チタン合金の厚さが約１．０インチから約４．０インチに増すときに、実質的に同じままである。
【００８２】
種々の図示の実施形態のフロー図及びブロック図は、例示の実施形態において装置及び方法について考えられる実施例の構造、機能、及び動作を例示している。この点に関し、フロー図又はブロック図における各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、或いは動作又は工程の一部又はその組み合わせのうちの少なくとも１つを表すことができる。
【００８３】
例示の実施形態の幾つかの代案の実施例においては、ブロックに示された１つ以上の機能が、図に示された順序とは異なる順序で生じてもよい。例えば、幾つかの場合に、連続して示された２つのブロックを実質的に同時に実行することができ、或いはブロックを、場合によっては、関係する機能に応じて、逆順で実行してもよい。また、フロー図又はブロック図に示されるブロックに加えて、他のブロックを追加してもよい。
【００８４】
本発明の例示の実施形態を、図１０に示されるとおりの航空機の製造及び保守点検方法１０００並びに図１１に示されるとおりの航空機１１００の文脈において説明することができる。最初に図１０に目を向けると、例示の実施形態による航空機の製造及び保守点検方法の図が、ブロック図の形態で示されている。製造の前段階において、航空機の製造及び保守点検方法１０００は、図１１の航空機１１００の仕様及び設計１００２並びに材料調達１００４を含むことができる。
【００８５】
製造時に、図１１の航空機１１００の構成要素及び部分組立品の製造１００６並びにシステム統合１００８が行われる。その後に、図１１の航空機１１００を、認証及び搬送１０１０を経て就航１０１２させることができる。顧客による就航１０１２中に、図１１の航空機１１００について、改良、構成変更、改修、並びに他の整備又は保守点検を含むことができる所定の整備及び保守点検１０１４が計画される。
【００８６】
航空機の製造及び保守点検方法１０００のプロセスの各々を、システムインテグレーター、第三者、運用者、及び／又はこれらの組み合わせによって実行又は達成することができる。これらの例において、運用者は、顧客であってよい。本明細書の目的において、システムインテグレーターは、これらに限られるわけではないが、任意の数の航空機メーカー及び主要なシステムの下請け業者を含むことができ、第三者は、これらに限られるわけではないが、任意の数の製造供給元、下請け業者、及びサプライヤーを含むことができ、運用者は、航空会社、リース企業、軍、サービス組織（ｓｅｒｖｉｃｅ  ｏｒｇａｎｉｚａｔｉｏｎ）、などであってよい。
【００８７】
次に図１１を参照すると、例示の実施形態を実行することができる航空機の図が、ブロック図の形態で示されている。この例において、航空機１１００は、図１０の航空機の製造及び保守点検方法１０００によって製造され、複数のシステム１１０４と内部１１０６とを有する機体１１０２を備えることができる。システム１１０４の例として、推進システム１１０８、電気システム１１１０、油圧システム１１１２、及び環境システム１１１４のうちの１つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムが含まれてよい。航空宇宙の例が示されているが、別の例示の実施形態は、自動車産業などの他の産業にも適用可能である。
【００８８】
本明細書において具現化されるシステム及び方法を、図１０の航空機の製造及び保守点検方法１０００の各段階のうちの少なくとも１つにおいて使用することができる。特に、図１からの締め具ストック１０４から形成される締め具１０６を、航空機の製造及び保守点検方法１０００の最中に設置することができる。例えば、これに限られるわけではないが、酸素及び鉄の量を多くした締め具１０６を、構成要素及び部分組立品の製造１００６、システム統合１００８、所定の整備及び保守点検１０１４、或いは航空機の製造及び保守点検方法１０００の何らかの他の段階のうちの少なくとも１つにおいて設置し、設定し、整備し、交換し、さらには／或いは取り除くことができる。しかしながら、他の好都合な実施形態を、航空機の製造及び保守点検方法１０００の幾つかの他の段階において設置し、製造し、或いは再加工することができる。
【００８９】
１つの例示の例において、図１０の構成要素及び部分組立品の製造１００６において製造される構成要素又は部分組立品を、航空機１１００が図１０の就航１０１２中にあるときに製造される構成要素又は部分組立品と同様の方法で製作又は製造することができる。さらに別の例として、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、図１０における構成要素及び部分組立品の製造１００６並びにシステム統合１００８など、製造の各段階において利用することができる。１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、航空機１１００が就航１０１２中であるとき、図１０における整備及び保守点検１０１４の最中、或いはそれらの組み合わせにおいて利用することができる。幾つかの種々の例示の実施形態の使用は、航空機１１００の組み立ての大幅な効率化、コストの大幅な削減、又は両方を達成することができる。
【００９０】
このように、例示の実施形態は、チタン合金１０８を製造するための方法及び装置を提供する。さらに、例示の実施形態は、チタン合金１０８から締め具１０６を形成するための方法及び装置を提示する。装置は、航空機１０９において使用される締め具１０６を含む。締め具１０６は、０．２０重量パーセントを超える酸素及び０．３０重量パーセントを超える鉄を有するチタン合金１０８を含む。特に、チタン合金１０８から作られた締め具１０６は、約５．５０〜約６．７５重量パーセントのアルミニウム、約３．５０〜約４．５０重量パーセントのバナジウム、約０．２５〜約０．５０重量パーセントの酸素、及び約０．４０〜約０．８０重量パーセントの鉄を有する。
【００９１】
例示の実施形態を使用することで、航空機に使用されるチタン合金製の締め具は、業界の基準を満たしつつ、高価かつ時間のかかる製造工程を回避する。例示の実施形態における酸素及び鉄の組成が、溶体化及び時効の処理を使用することなく、必要とされる引っ張り強度及びせん断強度を達成する。結果として、大幅なコストの節約を実現することができる。
【００９２】
さらに、酸素及び鉄の水準がより高い締め具ストックの製造は、スクラップ材料の使用割合を以前よりも高めることを製造者にとって可能にする。例示の実施形態においては、締め具ストックに使用される材料の５０パーセント超が、スクラップ材料であってよい。そのようなスクラップ材料のリサイクルは、廃棄物を少なくし、さらに大きなコストの節約を実現する。
【００９３】
さらに、例示の実施形態は、溶体化及び時効の処理による材料とは異なる方法で操作及び処理できる締め具ストックを提供する。時効は、所望の特性を達成するために最大で華氏約１，０００度の温度で行われるため、材料について実行される後の作業は、これらの特性を変化させることがないように１，０００度未満で行われなければならない。例示の実施形態では、より高い温度で材料について作業を実行することができる。アニーリングされた材料の処理温度限界ははるかに高く、製造者は、締め具を形成するために１，０００度を超える温度で行われる種々の熱間圧延及び熱間加工工程を使用することができる。結果として、締め具を、溶体化及び時効の処理による材料と比べて、より迅速に、より柔軟な工程を使用して、製造することができる。
【００９４】
さらに、例示の実施形態の最大引っ張り強度及びせん断強度は、材料の厚さが大きくなっても実質的に同じままである。この方法で、例示の実施形態は、業界の基準を充分に上回る類似の強度プロファイルを有するさまざまな直径の締め具を提供する。結果として、開示の材料から作られた締め具は、約１インチ及びさらに大きい直径を有する締め具であっても、幾つかの現時点において入手可能な溶体化及び時効の処理によるＴｉ−６Ａｌ−４Ｖの締め具と比べ、より強度が高く、航空宇宙の用途により好適である。
【００９５】
種々の例示の実施形態の説明を、例示及び説明の目的で提示したが、それらはすべてを述べ尽くそうとするものでも、開示された形態での実施形態に限定されるものでもない。多数の変更及び変種が、当業者にとって明らかであろう。さらに、種々の例示の実施形態は、他の望ましい実施形態と比べて異なる特徴を提供しているかもしれない。選ばれた１つ以上の実施形態は、実施形態の原理及び実際の応用を最もよく解説し、想定される個々の用途に適するとおりの種々の変更を伴う種々の実施形態についての開示を当業者にとって理解可能にするように、選択及び説明されている。
【符号の説明】
【００９６】
１００  製造環境
１０２  製造システム
１０３  作業
１０４  締め具ストック
１０５  温度
１０６  締め具
１０７  プラットフォーム
１０８  チタン合金
１０９  航空機
１１０  元素
１１２  所望の材料特性
１１４  最大引っ張り強度
１１６  せん断強度
１１８  アニールされたチタン合金
１２０  処理温度限界
１２２  微細構造
１２４  厚さ
１２６  チタンスクラップ材料
１２８  頭部
１３０  軸部
１３２  ねじ山
１３４  寸法
１３６  長さ
１３８  直径
２００  締め具
３００  微細構造
４００  微細構造
５００  グラフ
５０２  ｘ軸
５０４  ｙ軸
５０６  線
５０８  線
６００  グラフ
６０２  ｘ軸
６０４  ｙ軸
６０６  線
６０８  線
７００、７０２  作業
８００、８０２、８０４、８０６  作業
９００、９０２、９０４  作業
１０００  航空機の製造及び保守点検方法
１００２  仕様及び設計
１００４  材料調達
１００６  構成要素及び部分組立品の製造
１００８  システム統合
１０１０  認証及び搬送
１０１２  就航中
１０１４  整備及び保守点検
１１００  航空機
１１０２  機体
１１０４  システム
１１０６  内部
１１０８  推進システム
１１１０  電気システム
１１１２  油圧システム
１１１４  環境システム
【図１】
2016017227.tif 000003
【図２】
2016017227.tif 000004
【図３】
2016017227.tif 000005
【図４】
2016017227.tif 000006
【図５】
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【図６】
2016017227.tif 000008
【図７】
2016017227.tif 000009
【図８】
2016017227.tif 000010
【図９】
2016017227.tif 000011
【図１０】
2016017227.tif 000012
【図１１】
2016017227.tif 000013
【外国語明細書】
2016017227000001.pdf