(57)【要約】【課題】航空機部品や自動車部品等の素材として優れた性質を有する材料を開発することである。【解決手段】実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金は、マグネシウムに少なくともリチウムを添加したマグネシウム−リチウム合金であって、溶体化後に冷間加工によって歪を付与し、前記歪を付与した後に熱処理を行わずに時効を進行させることによって製造される。また、実施形態に係る航空機部品は、前記マグネシウム−リチウム合金を素材として含む。【選択図】  図１
2016180134.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
マグネシウムに少なくともリチウムを添加したマグネシウム−リチウム合金であって、溶体化後に冷間加工によって歪を付与し、前記歪を付与した後に熱処理を行わずに時効を進行させることによって製造されるマグネシウム−リチウム合金。
【請求項２】
前記マグネシウムに前記リチウムに加えてアルミニウム、カルシウム及び亜鉛の少なくとも１つを添加して成る請求項１記載のマグネシウム−リチウム合金。
【請求項３】
前記リチウムを１０．５ｗｔ％以上１６．０ｗｔ％以下の含有量となるように添加した請求項１又は２記載のマグネシウム−リチウム合金。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか１項に記載のマグネシウム−リチウム合金を素材として含む航空機部品。
【請求項５】
請求項１乃至３のいずれか１項に記載のマグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造する航空機部品の製造方法。
【請求項６】
溶体化処理後におけるマグネシウム−リチウム合金に冷間加工として切削加工又はショットピーニングを行うことにより歪を付与するステップと、
前記歪を付与した後の前記マグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させるステップと、
前記時効の進行後における前記マグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造するステップと、
を有する航空機部品の製造方法。
【請求項７】
マグネシウム−リチウム合金の溶体化処理を行うステップと、
前記溶体化処理後における前記マグネシウム−リチウム合金に冷間加工によって歪を付与するステップと、
前記歪を付与した後の前記マグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させるステップと、
を有するマグネシウム−リチウム合金の製造方法。
【請求項８】
前記時効の期間を、前記溶体化処理後からの経過時間が１０００時間以上となるように決定する請求項７記載のマグネシウム−リチウム合金の製造方法。
【請求項９】
１００ｍｍ／分以上の速度で前記歪を付与する請求項７又は８記載のマグネシウム−リチウム合金の製造方法。
【請求項１０】
０．５％以上１．５％以下の歪量となるように、前記歪を付与する請求項７乃至９のいずれか１項に記載のマグネシウム−リチウム合金の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、マグネシウム−リチウム合金、マグネシウム−リチウム合金の製造方法、航空機部品及び航空機部品の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、自動車部品や航空機部品の素材として使用される非鉄合金としてマグネシウム合金が知られている（例えば特許文献１及び特許文献２参照）。マグネシウム合金の特徴としては、アルミニウム合金や鉄合金等の他の主要な合金と比べて比重が軽く、比強度、比剛性及び熱伝導性が優れているという点が挙げられる。
【０００３】
更に、マグネシウムに添加金属としてリチウムを添加したマグネシウム−リチウム（ＭＧ−Ｌｉ）合金が知られている（例えば特許文献３及び非特許文献１参照）。マグネシウム−リチウム合金は、マグネシウム合金と比較して密度が低く、加工性が良好であるという利点を有する。規格化されたマグネシウム−リチウム合金としては、標準化団体であるＡＳＴＭインターナショナルによって規格化されたＬＡ１４１と呼ばれるＭｇ−１４ｗｔ％Ｌｉ−１ｗｔ％Ａｌ合金が知られている。
【０００４】
また、マグネシウムの結晶構造は、最密六方（ｈｃｐ）構造を有するα相であるが、リチウムを６ｗｔ％から１０．５ｗｔ％含有させるとα相と結晶構造が体心立方（ｂｃｃ）構造を有するβ相の混相となり、更にリチウムを１０．５ｗｔ％以上含有させるとβ相単相となることが知られている。つまり、リチウムの含有量を変えることによって、マグネシウム−リチウム合金の結晶構造を変えることができる。
【０００５】
特許文献３によれば、マグネシウム−リチウム合金の組成を、リチウムを１０．５ｗｔ％以上、１６．０ｗｔ％以下、好ましくは１３．０ｗｔ％以上、１５．０ｗｔ％以下とするとβ相単相となり、軽量かつ冷間での加工性に優れた合金を作成できるとの報告がなされている。また、アルミニウムを０．５０ｗｔ％以上、１．５０ｗｔ％以下となるように含有させると、機械強度の向上を図ることができると報告されている。更に、マグネシウム−リチウム合金鋳塊に冷間で塑性加工を行った後、１７０℃から２５０℃で焼鈍し（ａｎｎｅａｌｉｎｇ）を行うと、耐食性及び冷間での加工性を向上させることができるとの報告もなされている。尚、焼鈍しは、加工硬化によって生じた歪を除去し、展延性を向上させるための熱処理である。
【０００６】
一方、非特許文献１においても、α相単相のマグネシウム−リチウム合金、α相とβ相が混合するマグネシウム−リチウム合金及びβ相単相のマグネシウム−リチウム合金をそれぞれ作成し、圧延性、時効硬化特性及び機械的性質を調べた結果が報告されている。具体的には、α相単相、α＋β相及びβ相単相の３種類のマグネシウム−リチウム合金鋳塊を、中間焼鈍しを施しながら室温で圧延した後に溶体化処理及び時効（ａｇｉｎｇ）処理を行った結果、β相単相のマグネシウム−リチウム合金の冷間圧延性が最も良好であったとの報告がなされている。この試験において、圧延後の溶体化処理は、３９０℃で実施されており、時効処理は、６０℃、１００℃及び１５０℃で実施されている。
【０００７】
尚、溶体化処理は、合金を加熱して合金成分を固溶させ、析出物が生じないように急冷する熱処理である。また、時効処理は、金属の材料特性を時間の経過によって変化させる処理である。時効のうち常温で進行する時効は自然時効又は常温時効と呼ばれ、常温より高い温度で進行する時効は人工時効又は焼戻し時効と呼ばれる。
【０００８】
一方、近年では、金属材料に代わる素材として複合材が注目を集めている。これは、複合材がアルミニウム合金等の標準的な金属よりも軽く、かつ強度も高いためである。このため、特に軽量化と強度の両立が要求される航空機部品において複合材の比率が増加する傾向にある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】国際公開第２０１３／１８０１２２号
【特許文献２】特開２０１２−０５７２２７号公報
【特許文献３】国際公開第２００９／１１３６０１号
【非特許文献】
【００１０】
【非特許文献１】松澤和夫、外２名、「Ｍｇ−Ｌｉ−Ａｌ合金の時効硬化および機械的性質」、軽金属、軽金属学会、１９８９年、第３９巻、第１号、ｐ．４５−５１
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明は、航空機部品や自動車部品等の素材として優れた性質を有する材料を開発することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明の実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金は、マグネシウムに少なくともリチウムを添加したマグネシウム−リチウム合金であって、溶体化後に冷間加工によって歪を付与し、前記歪を付与した後に熱処理を行わずに時効を進行させることによって製造される。
また、本発明の実施形態に係る航空機部品は、前記マグネシウム−リチウム合金を素材として含む。
また、本発明の実施形態に係る航空機部品の製造方法は、前記マグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造するものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機部品の製造方法は、溶体化処理後におけるマグネシウム−リチウム合金に冷間加工として切削加工又はショットピーニングを行うことにより歪を付与するステップと、前記歪を付与した後の前記マグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させるステップと、前記時効の進行後における前記マグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造するステップとを有するものである。
また、本発明の実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金の製造方法は、マグネシウム−リチウム合金の溶体化処理を行うステップと、前記溶体化処理後における前記マグネシウム−リチウム合金に冷間加工によって歪を付与するステップと、前記歪を付与した後の前記マグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させるステップとを有するものである。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金の製造方法を示すフローチャート。
【図２】図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の特性を調べるために使用した試験片の形状を示す図。
【図３】図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係を示すグラフ。
【図４】図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の時効の進行時間と強度の関係を示すグラフ。
【図５】図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金に付与した歪量と降伏応力及び最大応力の関係を示すグラフ。
【図６】図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金に付与した歪量と伸びの関係を示すグラフ。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本発明の実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金、マグネシウム−リチウム合金の製造方法、航空機部品及び航空機部品の製造方法について添付図面を参照して説明する。
【００１５】
図１は本発明の実施形態に係るマグネシウム−リチウム合金の製造方法を示すフローチャートである。
【００１６】
まずステップＳ１において、所望の組成を有するマグネシウム−リチウム合金が素材として準備される。製造対象となるマグネシウム−リチウム合金は、マグネシウムに少なくともリチウムを添加した合金である。また、リチウムに加えてアルミニウム、カルシウム及び亜鉛の少なくとも１つを添加したマグネシウム−リチウム合金を製造対象としてもよい。
【００１７】
リチウムの含有量が６ｗｔ％未満の場合には、マグネシウム−リチウム合金の結晶構造がα相単相となり、リチウムの含有量が６ｗｔ％以上１０．５ｗｔ％未満の場合には、マグネシウム−リチウム合金の結晶構造がα相とβ相の混相となる。更に、リチウムの含有量が１０．５ｗｔ％以上の場合には、マグネシウム−リチウム合金の結晶構造がβ相単相となる。一般にα相のすべり系は限定されるが、β相は多くのすべり系を有する。従って、α相単相よりもα相とβ相の混相の方が冷間での加工性が良好であり、α相とβ相の混相よりもβ相単相の方が冷間での加工性が良好である。
【００１８】
つまり、リチウムの含有量を増加させてマグネシウム−リチウム合金の結晶構造をβ相単相とすることによって冷間加工性を向上させることができる。但し、リチウムの含有量が１６．０ｗｔ％を超えるような場合には、マグネシウム−リチウム合金の耐食性及び強度が低下することが知られている。従って、リチウムを１０．５ｗｔ％以上１６．０ｗｔ％以下の含有量となるように添加することが冷間での加工性を良好に得る観点から好適である。
【００１９】
また、第３元素を添加することによってマグネシウム−リチウム合金の特性を向上させることができる。例えば、アルミニウムを添加するとマグネシウム−リチウム合金の引張強度及び硬度等の強度を向上させることができる。従って、マグネシウム−リチウム合金の向上させる観点からは、アルミニウムを添加することが好適な条件である。アルミニウムの添加によってマグネシウム−リチウム合金の強度が向上する要因としては、リチウム−アルミニウムの析出が考えられる。従って、アルミニウムの適切な添加量はリチウムの添加量にも依存して変化するが、１６．０ｗｔ％以下が妥当であると考えられる。
【００２０】
一方、アルミニウムに加えて、亜鉛を添加することによって加工性を向上させることができる。具体例として、アルミニウムを３ｗｔ％、亜鉛を１ｗｔ％添加したマグネシウム−リチウム合金は、塑性加工が容易であることが確認されている。更に、カルシウムを添加すると、耐食性を向上できることが確認されている。
【００２１】
以上のような観点から、製造対象となるマグネシウム−リチウム合金の組成に応じた原料がそれぞれ準備される。そして、組成に対応する原料を用いて鋳造等の公知の方法でマグネシウム−リチウム合金が素材として製造される。鋳造によってマグネシウム−リチウム合金の素材を製造する場合には、目的とする組成に応じて配合された各原料を加熱溶解して鋳型に流し込み、冷却することによって鋳塊としてマグネシウム−リチウム合金の素材を得ることができる。
【００２２】
次に、ステップＳ２において、マグネシウム−リチウム合金の溶体化処理が行われる。マグネシウム−リチウム合金の溶体化処理は、マグネシウム−リチウム合金を２００℃から３００℃程度まで加熱した後、１時間から２４時間程度保温することによって行うことができる。
【００２３】
次に、ステップＳ３において、溶体化処理後におけるマグネシウム−リチウム合金に、冷間加工によって歪が付与される。歪を付与するための冷間加工としては、素材の両端を保持して単純な引張を行う塑性加工の他、圧延、鍛造、押出し又は引抜き等の塑性加工が挙げられる。尚、冷間加工前に空冷を行ってもよい。
【００２４】
次に、ステップＳ４において、歪を付与した後のマグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させる。マグネシウム−リチウム合金は、常温でも時効が進行する。このため、常温でマグネシウム−リチウム合金の自然時効を進行させることができる。
【００２５】
つまり以上のようなマグネシウム−リチウム合金は、溶体化後に冷間加工によって歪を付与し、歪を付与した後に熱処理を行わずに時効を進行させることによって製造されるものである。
【００２６】
次に、上述の製法によって製造されるマグネシウム−リチウム合金の機械的特性について説明する。
【００２７】
図２は図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の特性を調べるために使用した試験片の形状を示す図である。
【００２８】
図２に示すような形状を有する板状の試験片を使用してマグネシウム−リチウム合金の機械的特性を調べた。尚、図２に示す試験片は、標準化団体であるＡＳＴＭインターナショナルによって規格化されたＡＳＴＭ  Ｅ８に対応する試験片である。また、試験に使用した試験片の組成はＭｇ−１４ｗｔ％Ｌｉ−９ｗｔ％Ａｌである。
【００２９】
図３は図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係を示すグラフである。
【００３０】
図３において縦軸は引張試験によって得られたマグネシウム−リチウム合金の引張強度（ＭＰａ）を示し、横軸は引張強度に対応するマグネシウム−リチウム合金の伸び（％）を示す。また、図３において菱形の記号は、冷間加工によって歪が付与されていない従来のマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係を示すデータであり、正方形の記号は、冷間加工によって歪が付与された、つまり図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係を示すデータである。
【００３１】
菱形の記号で示すように、冷間加工によって歪が付与されていない従来のマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係は概ね線形となる。すなわち、引張強度が大きい程、伸びが小さくなる。一方、溶体化処理を行った後に引張によって１００ｍｍ／分の速度で歪量が１％となるように歪を付与して得られるマグネシウム−リチウム合金の引張強度と伸びの関係は正方形の記号で示す結果となった。尚、伸び及び歪量は、引張により伸びた長さを初期長さで除算した値である。
【００３２】
図３によれば、マグネシウム−リチウム合金に冷間加工を行って歪を付与すると、伸びが飛躍的に向上することが分かる。すなわち、冷間加工を行うことによって、マグネシウム−リチウム合金の延性及び展性を向上させることができるということが確認できる。冷間加工によって伸びが向上する理由としては、溶体化処理後における冷間加工によって時効析出の発生サイトが形成されるため、時効の効果が促進されるというメカニズムが想定される。
【００３３】
これは、塑性加工を行った後に、加工硬化で生じた歪を焼鈍しを行うことによって除去するとマグネシウム−リチウム合金の加工性を向上させることができるという従来の見識とは異なる。また、冷間加工後に溶体化処理を行う従来のマグネシウム−リチウム合金の製法とも異なる。
【００３４】
図４は図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金の時効の進行時間と強度の関係を示すグラフである。
【００３５】
図４において横軸は時効の進行時間に相当するマグネシウム−リチウム合金の溶体化処理後から引張試験機による引張試験までの時間（ｈ）を示し、縦軸はマグネシウム−リチウム合金の降伏強度（ＭＰａ）を示す。すなわち、図４はマグネシウム−リチウム合金の時効曲線を示す。
【００３６】
また、図４において、菱形の記号を結ぶ折れ線は、冷間加工によって歪が付与されていない従来のマグネシウム−リチウム合金の時効曲線を示す。一方、正方形の記号、三角の記号及びクロス記号を結ぶ各折れ線は、それぞれ溶体化処理から冷間加工までの時間を０時間、１６８時間及び５０４時間として歪を付与したマグネシウム−リチウム合金の時効曲線を示す。
【００３７】
図４に依れば、マグネシウム−リチウム合金に歪を付与した直後には、マグネシウム−リチウム合金の降伏強度が向上することが確認できる。その後、自然時効によって歪を付与したマグネシウム−リチウム合金の降伏強度が、歪を付与しないマグネシウム−リチウム合金の降伏強度よりも低下する。しかしながら、十分時効が進行した後では、歪を付与したか否か及び溶体化処理から冷間加工までの時間に依らず、マグネシウム−リチウム合金の降伏強度が同等になることが分かる。すなわち、図４によれば、マグネシウム−リチウム合金の冷間加工後における時効の期間を、溶体化処理後からの経過時間が１０００時間以上となるように決定すれば、安定した同等な強度になることが確認できる。
【００３８】
従って、図３に示す結果と合わせると、マグネシウム−リチウム合金に冷間加工で歪を付与すると、強度を維持しつつ伸びを向上させることができるということが分かる。すなわち、加工硬化したマグネシウム−リチウム合金の展延性は、同じ強度を有する加工硬化していないマグネシウム−リチウム合金よりも向上するということが分かる。
【００３９】
図５は図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金に付与した歪量と降伏応力及び最大応力の関係を示すグラフであり、図６は図１に示す製造方法によって製造されたマグネシウム−リチウム合金に付与した歪量と伸びの関係を示すグラフである。
【００４０】
図５において横軸はマグネシウム−リチウム合金に付与した初期歪量ε（％）を示し、縦軸は降伏応力σｙ（ＭＰａ）及び最大応力σｍａｘ（ＭＰａ）を示す。一方、図６において横軸はマグネシウム−リチウム合金に付与した初期歪量ε（％）を示し、縦軸は伸びδ（％）を示す。尚、図５及び図６において、点線は冷間加工によって歪を付与せずに製造された従来のマグネシウム−リチウム合金の最大応力σ0ｍａｘ、降伏応力σ0ｙ及び伸びδ0を示す。
【００４１】
歪速度ｖ及び初期歪量εを変えて歪を付与してから２４時間以内におけるマグネシウム−リチウム合金の降伏応力σｙ、最大応力σｍａｘ及び伸びδを測定した結果、図５及び図６に示すような結果が得られた。歪速度ｖは０．３７５（ｍｍ／分）、４（ｍｍ／分）及び１００（ｍｍ／分）の３通りとし、初期歪量εは、０．５％、１．０％及び１．５％の３通りとした。
【００４２】
図５及び図６を参照すると、初期歪量εが０．５％、１．０％及び１．５％のいずれにおいても歪付与直後における強度の向上及び伸びδの増加が確認できる。従って、少なくとも０．５％以上１．５％以下の歪量となるように、マグネシウム−リチウム合金に歪を付与すれば、伸びδの向上が得られることが分かる。特に、初期歪量εが大きい程、歪付与直後における降伏応力σｙが増加する傾向があることが分かる。
【００４３】
また、歪速度ｖが速い程、歪付与直後における降伏応力σｙ及び最大応力σｍａｘが増加するが伸びδは低下する場合があることが確認できる。従って、１００ｍｍ／分以上の速度でマグネシウム−リチウム合金に歪を付与すれば、歪付与直後におけるマグネシウム−リチウム合金の強度を向上できることが分かる。
【００４４】
以上のように図１に示す製法で製造されるマグネシウム−リチウム合金は、従来のように組成の変更により特性を改善するのではなく、加工硬化、熱処理及び時効を適切な順序で行うことによって特性が改善されたものである。具体的には、溶体化処理後に冷間加工によって歪を付与し、歪を付与した後に熱処理を行わずに時効を進行させることによってマグネシウム−リチウム合金の伸びを飛躍的に向上させることができる。
【００４５】
このため、特に航空機部品用の素材として複合材が注目される中、複合材に代わる金属材料としてマグネシウム−リチウム合金を使用することが可能となる。特に、マグネシウム−リチウム合金は、複合材と比べて強度が劣るものの比重が小さい。また、複合材と比べてマグネシウム−リチウム合金の加工が容易である。従って、図１に示す製法で製造されたマグネシウム−リチウム合金を素材として含む航空機部品を製造すれば、航空機部品に要求される特性を確保しつつ、複合材を使用する場合に比べて製造コストを低減させることが期待できる。
【００４６】
マグネシウム−リチウム合金はシート材として製造することができる。従って、航空機部品の１つであるパネル（外板）の素材として図１に示す製法で製造されたマグネシウム−リチウム合金を用いることが実用性の高いマグネシウム−リチウム合金の使用方法の一例である。もちろん、自動車のボディ等の様々な構造物の次世代の素材としても期待できる。
【００４７】
図１に示す製法で製造されたマグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造する場合には、予め引張り等の冷間加工によって歪が付与されたマグネシウム−リチウム合金を素材として用いることができるが、冷間加工による歪の付与を事後的に行うこともできる。すなわち、溶体化処理後におけるマグネシウム−リチウム合金を素材として歪を付与しながら航空機部品を製造することもできる。
【００４８】
航空機部品の製造過程においてマグネシウム−リチウム合金に歪を付与する方法としては、切削加工又はショットピーニングによってマグネシウム−リチウム合金に圧縮による歪を付与する方法が挙げられる。その場合には、溶体化処理後におけるマグネシウム−リチウム合金に冷間加工として切削加工又はショットピーニングを行うことにより歪が付与される。次に、歪を付与した後のマグネシウム−リチウム合金に熱処理を行わずに時効を進行させる。その後、時効の進行後におけるマグネシウム−リチウム合金を加工することにより航空機部品を製造することができる。
【００４９】
尚、切削加工又はショットピーニングによってマグネシウム−リチウム合金に歪を付与する場合には、切削試験又はショットピーニングの試験によって切込み量等の切削条件又はショットピーニングの条件とマグネシウム−リチウム合金の歪量との関係を予め求めておくことができる。そして、マグネシウム−リチウム合金の適切な歪量と切削条件又はショットピーニングの条件との対応関係をデータベース化することによって、容易にマグネシウム−リチウム合金の適切な歪量に対応する切削条件又はショットピーニングの条件を決定することが可能となる。
【００５０】
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。
【図１】
2016180134.tif 000003
【図２】
2016180134.tif 000004
【図３】
2016180134.tif 000005
【図４】
2016180134.tif 000006
【図５】
2016180134.tif 000007
【図６】
2016180134.tif 000008