技術解説＞航空機エンジン用耐熱合金の最近の動向

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技術解説
Technical Review

航空機エンジン用耐熱合金の最近の動向
三浦信祐＊

Trend of Heat Resistant Alloys for Aero Engine Applications
Nobuhiro Miura
Synopsis
In recent years, with emission reduction of carbon dioxide and nitrogen oxide, higher output and effciency of civil aircraft
engines are demanded. They have been done by improvement of thermal and propulsive efficiencies. The thermal efficiency of theaircraft engine strongly depends on the turbine inlet temperature (TIT). With an increase in TIT, hot section parts in the engines
such as combustion chambers, turbine blades, nozzle guide vanes, discs and shafts are expected to endure higher temperatures.
Ni-based superalloys have been used for the hot section parts because of their excellent high-temperature strength, ductility,
thermal fatigue and oxidation resistance.
Recent alloy design of Ni-based superalloys has focused on increasing the temperature capability through the addition ofRhenium and Ruthenium. For the next-generation engines, further lightweight of the heat-resistant alloys has been demanded andpractical use of ceramics matrix composites is expected as materials beyond Ni-based superalloys.
In this paper, the latest developing trend of the heat-resistant alloys is outlined.

主要構造の大半を占めることで，大幅な軽量化を実現し1．はじめにたことがあげられる．しかし，最も経済性に貢献したのは複合材料の多用よりも搭載エンジンの効率の良さで航空機の大型化，高速化および高性能化は機体構造設あり，燃料消費改善効果の約 1/3 を占める．Fig. 1 に航計の進歩や機体材料であるジュラルミン，Ti 合金およ

空機用エンジンの発達に伴う巡航中の燃料消費率 SFC．しかし，（Specific Fuel Consumption）との関係を示す 5），6）．現在航空機による大量輸送，高速移動を安全かつ経済的に可多用されている高バイパス比ターボファンエンジンの能にしたのは航空機用エンジンの進歩によるところが大SFC はターボジェットエンジンと比較し，半減するにきい．昨年，ボーイング B787-8 型が商業運行を開始しまで至っている．これは航空機用エンジンの高性能化のた．従来機に比べ，燃料消費抑制と整備費用等のコスト要求を満たすために，設計製造技術の進歩とともに，多削減を追及した開発が行われた結果，同程度の従来機にくの材料が開発され，特に高温部材に適用する耐熱合金対して燃料消費を 20 % 程度改善し，著しく経済性が向の進化が果たした役割は極めて大きい．本稿では，エンび複合材料等の開発により図られてきた

1）〜 3）

4）上した ．これは空力特性の向上やシステムの改善を図

ジンの高効率化の観点から航空機エンジン用耐熱合金のるとともに機体全重量の 50 % にまで複合材料を適用し，最近の動向を最新の技術とともに紹介する．

2012 年 5 月 17 日受付＊防衛大学校システム工学群機械システム工学科，工博（Dr., Eng., National Defense Academy, School of Systems Engineering,
Department of Mechanical Systems Engineering）

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エンジン性能を評価するための重要な指標の一つに，エンジンの単位重量あたりの発生推力を表す推力重量比
Fw があり，次式で示される．
Fw = Fn / W（5）

Fw が 1 以上であれば推力がエンジン重量 W より大きく，そのエンジンを搭載した機体は揚力なしで，エンジン推力のみで垂直上昇する．Fw は W が小さいほど，大きくなり，最近の航空機用エンジンは 6 程度である 7）．
（1）から（5）式に基づけば，燃焼した燃料が有するエネルギがどれだけ実際の推進仕事になったかがηo であり，SFC を改善し，ηo の向上を図り，エンジン自体の重量を削減することが高効率エンジンの開発目標となる．燃費の低減には，熱効率，推進効率および推力重量Fig. 1. I mprovement of SFC of aero gas turbine
engines.5），6）比の向上が必要であり，高圧，高温化，軽量化が重要な技術課題であろう．次項以降，これら技術課題の克服に寄与する耐熱合金について概説する．

2．航空機用エンジンの効率

3 ． 熱 効 率 改 善に寄 与する
Ni基超合 金3． 1

タービン入口温度の上昇

航空機用エンジンは 1930 年代後半に実用化されて以航空機用エンジンの熱効率向上策の一つに圧縮機，来，推力および出力は 40 倍以上に向上した．エンジン

タービン部等の効率を上げ，エンジン内部におけるエは排気が生み出す推進力で機体を前進させることで，外ネルギ損失を減らすことが挙げられる．しかし，最も部に対する仕事を初めてすることから，エンジンの効率効果的な向上策は，圧力比とタービン入口温度（TIT:は飛行速度との関係にて決まる．エンジンの効率は，Turbine Inlet Temperature）を上げることである．熱効率

1）エンジン出力エネルギ PWRと供給燃料エネルギ Qfとは圧力比を高めることで向上するが，航空機用エンジンの比である熱効率ηth，

では TIT に応じた最適圧力比が存在する．Fig. 2 に TIT

ηth = PWR / Qf（1）と圧力比との関係を示す 8）．圧力比を向上するには，こ2）機体の推進に使われた有効推進仕事（正味推力 Fn×飛れに応じて TIT の上昇を図る必要がある．圧力比，TIT行速度 Va）と PWRとの比である推進効率ηpとの最適化が図られることに対応して，SFC も小さく

ηp = Fn × Va / PWR（2）3）有効推進仕事と供給燃料エネルギとの比である総合効率ηoηo = ηth ×ηpす 9），10）．
民間航空機にガスタービンエンジンが本格的に導入さ（3）れたのは 1950 年代後半であり，TIT は 900 ℃であった．
以降，航空機の大型化，高性能化に対応して，TIT は年の 3つで表される．
一方，正味出力 Fn につき一時間あたりの燃料消費量は SFC で示され，次式の関係にある．
SFC = Wf / Fn

なる．Fig. 3 にエンジン種類の変遷と TIT との関係を示（4）

平均約 10 ℃の割合で上昇し続け，最新のエンジンでは1600 ℃にまで達するに至っている．今後，地球環境への負荷低減要求等により，さらなる高効率化を目指して，ここで Wf は一時間あたりの燃料消費重量である．高

TIT は 2000 ℃まで上昇し続けると予想される 11）．TIT

効率エンジンは SFC も小さくなるため，積載燃料が同の上昇に直接的に関わるのは燃焼器，タービンノズルガ

一の場合，航続距離が延長し，同一距離を飛行する場合イドベーンおよびタービンブレードであり，使用されるには，搭載燃料重量を減らし，積載物の増加が可能とな耐熱合金の耐用温度向上が必要不可欠である．特に稼働る．

中のエンジンにおいて，温度，応力両面から見て最も過技術解説＞航空機エンジン用耐熱合金の最近の動向

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酷な条件に曝されるのは第 1 段高圧タービンブレードでが施されるとともに表面および内部に冷却システムを採ある．そのため，第 1 段高圧タービンブレード材料には用して母材温度を低減する技術も著しく進展している．

優れた高温クリープ特性，高温疲労特性，熱疲労特性等

これらについては他を参照されたい 12）〜 14）．の機械的特性，耐酸化性，耐高温腐食性等が要求される．
これらを満たす耐熱合金として，Ni 基超合金が開発さ

3． 2

Ni基超合金の開発れ，これらの進歩が航空機用エンジンの性能向上に大きNi 基超合金の高温における特性向上は，合金設計やく寄与したといっても過言ではない．Ni 基超合金の耐組織制御および製造，加工に関わるプロセッシング技用温度の向上とともに，タービンブレードは Ni の融点術の開発により図られてきた．普通精密鋳造合金（CC:をはるかに超える燃焼ガス温度に耐えるため，母材の表Conventional Casting）から，1970 年代にはクリープ破壊面に遮熱コーティング（TBC: Thermal Barrier Coarting）および熱ひずみによる疲労破壊の起点となるタービンブ
レード長手方向に垂直な結晶粒界を無くした一方向凝固（DS: Directional Solidification）合金が開発された．さらに，高温での転位の発生，消滅源として考えられている結晶粒界自体を完全に無くした単結晶合金（SC: SingleCrystal）が実用化され，現在多くの航空機用エンジンに搭載されている．
Ni 基超合金（以下超合金と呼ぶ）は母相であるγ相中に立方体状のγ’（Ni3（Al，Ti））相を析出させることで転位の障害物としての役割をもたせ，高温機械的特性，特にクリープ特性を強化している．実用単結晶超合金の未使用材における走査電子顕微鏡（SEM）組織を
Fig. 4 に示す．

Fig. 2. Relation between pressure ratio and turbine inlet
temperature.8）

Fig. 4 SEM of as-heat treated single crystal Ni-based
superalloy CMSX-4.

Fig. 3. Evolution of TIT of aero gas turbine engines.

黒色の相が母相であるγ相，灰色の相が析出相であるγ’相を示している．真空溶解法の適用と精密鋳造技術の開発により単結晶化が可能となり，DS 材までに必要であった粒界強化元素（B，Zr 等）を添加する必要がな

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いため，γ母相自体の融点を高くすることおよびγ’相金は第 1 世代超合金に比べ耐用温度が約 25 ℃向上した．の体積率を増加する合金設計が可能となった .

さらに Re を 5 〜 6 wt% と高めた CMSX-10，ReneN6 等

Table 1 にこれまで開発された単結晶超合金の化学組の第 3 世代超合金が開発され，耐用温度は約 1050 ℃に成を示す．単結晶超合金は Re の添加量により世代分類まで達している．近年は長時間組織安定性の向上を目指がなされている．1970 年代後半に DS 材に比べ耐用温度し，Re に加え，Ru を 2 〜 3 wt% 添加した第 4 世代超合が約 50℃高い，PWA1480，Rene N4 および CMSX-2 な金が，米国 GE 社，フランス SENCMA 社および NIMS

どに代表される第 1 世代超合金が開発された．その後，により研究開発されている 15）．さらには，第 4 世代超Re 添加による耐食性，高温強度の改善効果が知られる

合金に Ru を増量し，耐用温度 1100℃まで引き上げた第ようになり，第 1 世代超合金に Re を約 3wt% 含有する

5 世代超合金 TMS-162 および TMS-196 が NIMS によりPWA1484，Rene N5，CMSX-4 等の第 2 世代超合金が開開発され，世界的に注目されている 16）〜 18）．

発され，現在幅広く実機使用されている．第 2 世代超合

Table 1. Chemical compositions of single crystal Ni-based superalloys（wt%）．

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3． 339ブレード部材のレアメタル低減

単結晶超合金は耐用温度向上のために，多数の高融点金属が添加され，その大半がレアメタルである．一般的にレアメタルとは地球上の存在量が稀少である，あるいは技術的要因により鉱石からの抽出量が著しく少ない等，流通量および使用量が少ない非鉄金属をさす．しかし，レアメタルは極度の消費増加や産出国の偏在があり，政情不安国に生産を依存する場合，安定供給に問題が生じる．特に，単結晶超合金の耐用温度の向上は Re，Ru の添加に強く依存する 17）〜 19）．Re はブレード部材用としての割合が用途全体に対して 6 割に達し，航空機需要によりその価格も需要も大きく変動する．2011 年

Fig. 5. Comparison with creep rupture property of Rene
N5 and Rene N51521）.

6 月現在で 3,000 〜 4,000 ドル／ kg 台と極めて高価であり，今後も旅客機の更新やローコストキャリアの拡大，新型軍用機の開発等により，単結晶材への需要増が見込
まれ，価格の高止まりが予想される．一方で，Re は Cu
および Mo に多く含有し，単体では存在しない 20）．したがって，Cu，Mo の回収量に強く依存し，供給量の安定化も課題となっている．これらの要因から，Re，Ru の添加量を減少した合金設計に注目が集まっている．GE社では，第 2 世代単結晶 Ni 基超合金の ReneN5 を元にRe 添加量を 1.5 wt% に削減した Rene N515，さらには無添加とした Rene N500 材を開発している．Rene N5 とRene N515 のクリープ破断特性はほぼ同等のクリープ破断特性を有しており，Re 添加量低減の影響は受けてお21）
らず（Fig. 5），現在民間航空機用ガスタービンエンジ

ンの代替材料として主として B737 および A320 型機に搭載されている CFM56 シリーズおよび軍用機用エンジ

Fig. 6. S tress-time to rupture curves of CMSX-4 andNKH71 at 1273 K.

ンの高圧タービンブレードへの適用が始まっている 22）．
Fig. 6 に 第 2 世 代 単 結 晶 超 合 金 CMSX-4 の 1273 K，[001] 引張方位での応力破断時間曲線に，開発合金である Re 無添加単結晶超合金 NKH71 の結果を重ねて示す．

を示し，連続的に組織形態変化が生じる 24）．これに対CMSX-4 に比べ，高応力側でのクリープ破断寿命に改善し，NKH71 では CMSX-4 に比べ早期にラフト構造を形の余地があるものの，160 MPa 以下の低応力側にて長寿成するものの，その形態を破断時点まで安定して維持し命化を実現している．一般に単結晶超合金は [001] 引張続けている．さらには CMSX-4 に比べγ / γ’相界面にのクリープ変形を受けると，強化相であるγ’相は応力は緻密な界面転位網が形成されており（Fig. 7），これは軸に対して垂直方向に連結し，（100）に平行な板状のラ早期のラフト化を促し，板状組織の安定性を高め，γ相フト構造を形成することは良く知られている．一方，超チャネル幅の変化を抑制する効果をもたらし，結果とし合金のクリープ抵抗はγ相中を移動する可動転位の曲て低応力での寿命の増加につながっている．すなわち，率半径に依存する

23）．ラフト構造の形成はγ相チャネ

組織安定性がクリープ寿命の増加に重要な役割を果たしルを拡大させるため，クリープ抵抗の低下をもたらす．ていると言える．NKH71 はγ / γ’相の大きな格子ミ

CMSX-4 の低応力域では，ラフト構造は長時間側で崩壊

スフィットにより得られる微細な界面転位網によりクして，母相がγ相からγ’相へと変換されたような形態

リープ強度を向上させた第 4 世代の TMS-138 合金での

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結果と類似し，Re 無添加でもミスフィット制御により高強度化が図れる

15）の広範な温度条件下で高速回転する．BPR の増加と TITとした好例であろう．今後の超合の上昇により，高強度，高靭性のみならず，耐熱性，高金の設計指針として，ラフト化を極力抑制してγ相チャ温疲労強度等がこれまで以上にシャフトに要求される．

ネルの幅が狭い状態を保持し，そしてラフト構造が形成

Fig. 8 に，GE90-115B エンジンの低圧タービンシャフト 25）した場合でも長時間にわたって形態を維持し続ける組織を示す．これは現在 B777-300ER 型に搭載されているを有することが挙げられよう．

GE90-115B エンジンのシャフト材として GE 社，大同特殊鋼，IHI が共同開発したマルエージング鋼 GE1014
で，最新鋭の B787 および B747-8I に搭載される GE 社の GEnx エンジンにも採用されている．さらにはロール
スロイス社の 3 軸構造を有する B787 用 TRENT1000 型エンジンにも大同特殊鋼製のマルエージング鋼が適用され，我が国の大型航空機用エンジンのシャフト製品は世界の約 70 ％のシェアを得ており，高い製造技術で世界一の座にある．今後の高温化に対応した高性能なシャフト材の開発，進展が航空機用エンジンの推進効率を向上させるのに不可欠であろう．

Fig. 7. D islocation substructure at γ/γ’ interface of
creep interrupted specimens a）CMSX-4 andb）NKH71.

4 ． 推 進 効 率 改 善 へ寄 与するシャフト材

Fig. 8. Appearance of GE90-115B low pressure turbineshaft.25）

推進効率ηp は Va とジェット噴流の速度が近いほど高効率となる．一般の民間航空機は巡航速度がマッハ 0.9程度であり，ジェット噴流の速度が比較的遅い高バイパ
ス比ターボファンエンジンがこの速度域で最も推進効率が優れており，現在主流となっている．なお，バイパス比（BPR，By-Pass Ratio）は BPR = Waf / Wap で示される．
ここで，Waf はファン空気流量，Wap は一次空気流量を表す．BPR は最新のターボファンエンジンで 10 程度にまで達している．BPR が高いほど SFC が小さく，燃費

5 ． 推 力重 量 比の向上へ 航 空機 用ガスタービンエンジンの軽 量 化へ挑戦も向上し，低騒音化する．環境対策と近年の燃料価格の5． 1 低圧タービンへのTiAl合金の適用高騰に対応するため，今後も高いバイパス比を有するエ

推進効率改善へは航空機用エンジンの高バイパス比がンジンの需要は増加し続けると予測される．高圧タービ重要であることを前述した．しかし，バイパス比の増加

ンにて生み出される動力は高圧圧縮機を，低圧タービンは燃料消費を一定値までは改善するものの，高バイパスは低圧圧縮機およびファンを回転させる．いずれもエン化はファン大型化と低圧タービン段数増加による重量増

ジンシャフトが動力伝達媒体であり，低温から高温までにより，燃料消費は悪化する．推力重量比 Fw の向上の

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為には推力自体の増加とともにエンジン重量の減少を図れ（Fig. 10），次世代戦闘機の低圧タービンノズルガイる必要があり，低圧タービンの段数減，高負荷化とともドベーンに搭載されることが決定している 29）. 現在，民に，ファン部および低圧タービン部材へのより軽量で比間航空機用エンジンでは高圧タービンノズルガイドベー強度の高い材料の適用が必然となる．低圧タービンは高ンおよび低圧タービンブレードへの適用を目指し，研究

温燃焼ガスにさらされるため，比重が高い Ni 基超合金が進められている．一方，高圧タービンブレード部材用が使用され，エンジン重量に占める割合が高い．GEnx

耐熱合金は現状，実用可能な代替材料は未だなく，今後エンジンではこれらに対応し，低圧タービン全 7 段の最も単結晶超合金が当分の間使われて行くものと推測され

終 2 段に民間航空機用エンジンとして初めて TiAl 合金る．したがって，単結晶超合金の耐用温度向上を意図しを採用している（Fig. 9） ．今後，さらなる低圧タービた合金開発とともに，現状の実用合金の寿命延長化，さンの軽量化を目指し，TiAl 合金の適用範囲の拡大が予らには実機使用材の余命推定技術の確立が重要となる．

想される．

加えて，使用済みブレード部材からのレアメタルの抽26）出，リサイクル技術の進展も求められている．

Fig. 9. TiAl low pressure turbine blade.26）

5． 2

Ni基超合金の代用材料

Fig. 10. Appearance of CMC afterburner nozzle flap.29）

TIT の上昇により，単結晶超合金の耐用温度向上とともに冷却技術の発展が熱効率向上に大きく貢献してきた．しかし，今後さらなる高温化のためには本来出力として使われるべき冷却空気を削減し，効率向上を図る

6．まとめ必要がある．一方で，燃焼器およびタービンブレード等，高温部材は全般的に比重が高く，推力重量比の減

本稿では航空機用エンジンに使用される耐熱合金の現少へのネックとなっている．これらの課題克服をめざ状と開発動向について概説した． 航空需要の増加，社し，高温部材の大幅な重量軽減のため，Ni 基超合金の会構造の変化により，一日あたりの航空機便数は増加傾

代用材料の研究が進んでいる．最も期待されている材料

向にある．地球温暖化ガス排出量全体に対する割合が数として，セラミックス基複合材（CMC: Ceramics Matrix% 程度である航空用エンジンでも，高層大気への放出Composite）がある．これは SiC 繊維あるいは Al2O3 繊量は著しく高く，エンジンへの環境負荷低減要求はます

維を SiC マトリックスにて固めたものである．Ni 基超ます厳しくなっている．具体的には，地球温暖化を促進合金に比べ約 1/3 の比重，1200 ℃における比強度は単するオゾン生成物質とされる窒素酸化物（NOx）の排出結晶超合金の 3 倍を有し，耐用温度も 1300 ℃に到達し量削減がジェットエンジンに強く求められている．排気ている 22），27），28）．これにより，冷却空気の削減が可能とガス低減には TIT の上昇による熱効率の上昇が有効でなり，効率改善への効果が期待できる．CMC は既に戦あるが，燃焼器内部の火炎温度上昇はサーマル NOx 排闘機用エンジンのアフターバーナーフラップに実用化さ出量を指数関数的に増加させるため，TIT は頭打ちとな

42

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る可能性がある．したがって，低い火炎温度で燃焼させ19）X.P. Tan，J.L. Liu，T. Jin，Z.Q. Hu，H.U. Hong，B.G.

ることにより低 NOx 化を図りながら熱効率向上への燃

Choi，I.S. Kim and C.Y. Jo : Mat. Sci. Eng. A，528

焼器の改良が積極的に進められている．このように航空（2011），8381

機用エンジンの高効率化には常に新たな技術的課題が持20）濱井昴弥：日本ガスタービン学会誌，39（2011），234

ち上がる．問題解決を目指し，航空機エンジン用耐熱合21）P . J. Fink，J.L. Miller，D. G. Konitzer : JOM，62

金に対する要求，課題は厳しさを増している．より安全（2010），55

で高性能な航空機用エンジンの実現には高温部材用の軽22）（財）航空機国際共同開発促進基金，航空機等に関す
量化，高温化，高強度化を満たす耐熱材料の開発が今後る解説概要，航空エンジンにおけるレアメタルと非レアメタル化，2010，1も必然である．

23）N . Miura，Y. Kondo and N. Ohi : Superalloys2000，（文献）2000，3771）
金属材料活用辞典，産業調査会編，38624）N. Miura，Y. Kondo and T. Matsuo : Proc. of 9th Int.

2）守口康夫：航空と宇宙，641（2007），21

Conf. on Creep and Fracture of Engineering Materials and3）
平博仁：軽金属，56（2006），588

Structures，2001，437

4）
h ttp://www.newairplane.com/787/design_highlights/#/Home
5）
松岡増二：航空工学講座第 7巻ジェットエンジン，日本航空技術協会，2003，426）
鈴木弘一：ジェットエンジン，森北出版，2004，139
7）
日本航空広報部：最新航空実用ハンドブック，朝日新聞社，（2005），p.2298）
松岡増二：航空工学講座第 7巻ジェットエンジン，日本航空技術協会，2003，529）
服部博：日本学術振興会耐熱金属材料第 123委員会研究報告，38（1997），24710）吉岡洋明：日本学術振興会耐熱金属材料第 123委員会
研究報告，48（2007），36511）
新田明男：日本学術振興会耐熱金属材料第 123委員会
研究報告，38（1997），15712）
成田敏夫：日本学術振興会耐熱金属材料第 123委員会
研究報告，48（2007），33913）
大北洋治：日本ガスタービン学会誌，38（2010），14614）
清水邦弘，杉浦幸彦：日本ガスタービン学会誌，38（2010），15515）
原田広史，谷月峰，川岸京子，横川忠晴，小林敏治，藤岡順三：ふぇらむ，16（2011），71716）
A . Sato，H. Harada，A.-C. Yeh，K. Kawagishi，T.
Kobayashi，Y. Koizumi，T. Yokokawa and J. X. Zhang: Superalloys2008，2008，13117）
H. Harada：日本学術振興会耐熱金属材料第 123委員会研究報告，48（2007），35718）
A . Sato，A.-C. Yeh，T. Kobayashi，T. Yokokawa，H. Harada，T. Murakumo and J. X. Zhang : Energy
Materials，2（2007），1925）依田朋文，大矢耕二，神谷輝明：電気製鋼，80（2009），12726）藤村哲司，西川秀次，守屋信彦，今村満勇：IHI技報，48（2008），15327）J-Y. Guedou : Proc. of the 27th Int. Cong. of the
Aeronautical Sciences，2010，128）中村武志：日本ガスタービン学会誌，38（2010），14029）Aviation Week & Space Technology，March 9，2009，36