耐熱チタン合金の開発史について
小柳

禎

彦

および b 型合金とに大別される．

.

は じめにチタン合金の耐熱性を向上させる場合，a 相は b 相より高温強度が高いため，a 相の強化が基本となる．そのため，耐チタンは 1946 年にクロール法による製造方法が確立さ

熱チタン合金は a 型や a ＋ b 型が選択されている．特に a ＋れ，ようやく実用金属材料として注目され始めた．チタンおb 型合金で b 相量が少ないものをニア a 型と分類しており，よびチタン合金の特徴として，非磁性で鉄鋼材料の 60 程

耐 熱チ タ ン合 金の 多 くは こ のニ ア a 型合 金 であ る． さ ら度の密度，優れた耐食性，高い比強度，生体適合性に優れるに，チタン合金は熱処理条件により，組織制御が可能であことなどが挙げられる．また，熱伝導率が非常に低く，熱膨る．図に代表的な a＋b 型チタン合金の組織形態を示す．

張係数が実用構造用材料中では非常に小さいなど，他の金属a ＋ b 型チタン合金は，等軸 a 組織，針状組織および等軸 a

材料にはない特徴を有しているため，航空宇宙用途や生体用相と針状組織が混在した混合組織とに分類され，要求特性に途，プラントなど他の金属材料では代替することが難しい過応じて選定される．

酷な環境や，航空機の機体で CFRP の締結用ファスナーな

一般に，室温付近で使用する場合は，強度延性バランスどで使用されている．チタンおよびチタン合金の基本的な特に優れた等軸 a 組織が採用される．しかし，等軸 a 組織は性については，既にさまざまな報告書や参考書が多数あるの高温強度が低いため，ほとんどの耐熱チタン合金は高温強度でそちらを参照頂きたい．さまざまな用途で使用されているが高い針状組織あるいは混合組織としている．

チタン合金の中で，本報では，耐熱用途として使用される耐ところで，耐熱チタン合金の用途としては，航空機用途や熱チタン合金に注目し，用途別にこれまでの開発史について二輪・四輪車用途があげられる．航空機用途では，ジェット述べる．

エンジンの回転部材であるファンブレードやコンプレッサー部材で多く使用されている．これは，耐熱チタン合金はニッ.

耐熱チタン合金とはケル基合金より600°C程度まで比強度が高いためであり，比較的温度の低い燃焼器より前方側で使用されている．なお，チタン合金は，主に hcp 構造である a 相と bcc 構造の b

表に示すように，航空機用途のチタン合金の大半はジェッ相とで構成され，それらの構成割合に応じて a 型， a＋ b 型

トエンジン産業が盛んな米国や英国で開発されている．一図1

a＋b 型チタン合金の代表的なミクロ組織．

大同特殊鋼株式会社 技術開発研究所主任研究員(〒4578545 名古屋市南区大同町230)
History of Development of Heat Resistant Titanium Alloys; Yoshihiko Koyanagi(Corporate Research & Development Center, Daido SteelCo., Ltd., Nagoya)
Keywords: titanium alloy, heat resistance, aerospace, automobile, mechanical property, oxidation resistance2018年11月21日受理[doi:10.2320/materia.58.188]

ミ ニ 特 集表1

代表的なチタン合金の成分組成(mass)．
―a 相安定化元素

Ti

AlSn

Zr

MoVCrFe

Nb

Si

Other

a

Bal.

―

――

―

―

―

＜0.3―――

Japan

aBal.

―――

―

――

1―

―

0.3O

Ti1Cu

Japan

aBal.

―――――――――

1Cu

Ti1.5Al

Japan

aBal.

1.5

―――――

―

―

――

Ti6Al4V

USA

a＋bBal.

6――

―

4―

―

―

――

Ti5/6Al1Fe

Japan

a＋bBal.

5～ 6―――――

1―――

Ti662USA

a＋bBal.

62――

6―――――

Ti811

USAa＋bBal.

8――

11―――――

Ti6246

USA

Near bBal.

6246――――――

Ti17

USA

Near bBal.

5224―

4――――

Ti6242

USAa＋bBal.

6242――――――

Ti6242S

USA

a＋bBal.

6242――――

0.1―

IMI685

UK

Near aBal.

5―

50.5――――

0.3―

IMI829UK

Near aBal.

5.53.530.3―――

10.3―IMI834

UK

Near aBal.

5.84

3.50.7―――0.7

0.3

0.06C

Ti1100

USA

Near aBal.

6.2

2.740.5――――0.5―

DAT54

Japan

Near a

Bal.

5.8

4

3.52.8―

――

0.7

0.3

0.06C

Ti13113USAb

Bal.

3―――

1311――――

Beta 

USAbBal.

34

611.5――――――

Ti1023USA

Near b

Bal.

3―

――10―

2―――

Ti5553

Roussia

Near bBal.

5――553――――

Beta CUSAbBal.

3―

4486――――Ti15333

USAbBal.

33――

153――――

Beta21S

USAbBal.

3――

15―

――

2.7

0.2―

Ti15Mo

UKbBal.

―――

15―

―――――

Ti155UK

bBal.

―

―

515―

―――――

Ti1553Japan

bBal.

3―

515―

―――

――

Alloy

DevelopType―

TiFe, O, NCPTi

b 相安定化元素―

方，二輪・四輪車用途ではマフラー用部材として使用されて常に優れた強度延性バランスを有することから，耐熱用途おり，二輪・四輪車のマフラー用の耐熱チタン合金は，ほとだけでなく，生体用や構造用など非常に幅広く使用されておんどが日本での開発材であり，各国の産業構造がそのまま材り，現在においても Ti64はもっとも多く使用されているチ料開発にも影響していることがわかる．用途によって要求特タン合金である．航空機用の耐熱チタン合金の開発は Ti64

性が異なるように，航空機向けと自動車向けでは使用環境のから始まっており，現在までに様々な耐熱チタン合金が開発違いに起因して開発の経緯も異なる．そこで，用途別に耐熱されている．表 1 および図に耐熱チタン合金を含めた代チタン合金の開発の考え方を示す．

表的なチタン合金の成分組成と開発の流れを示す．耐熱チタン合金の開発はおおきく 3 つの流れに沿っている．

.


耐熱チタン合金の開発史

航空機用途

1 つ目は，純粋に耐熱性を追及した流れであり， a 相と b相の強化のため Ti 6Al 4V に Sn と Zr を添加し， V を Moで置き換えた Ti6Al2Sn4Zr2Mo(Ti6242)が1967年に開現在，もっとも多く使用されているチタン合金は米国で発された．その後，耐熱性を向上させるため，Ti6242に Si1951年に開発された Ti6Al4V(Ti64)である． Ti64は非を添加した Ti 6Al 2Sn 4Zr 2Mo 0.1Si ( Ti 6242S )が 1974

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Materia Japan




図2

チタン合金の開発の流れ．

年に開発され，大幅に耐熱性が向上した．

なる．Ti6Al2Sn4Zr6Mo(Ti6246)は1966年に開発されさらなる耐熱性の向上を目指し，各成分の最適化や Nb 添た耐熱チタン合金であり，Ti6242より Mo 量が高いため，加 で 耐 酸 化 性 を 高 め た Ti 5.5Al 3.5Sn 3.0Zr 0.3Mo 

耐熱性は劣るが b 相が強化された成分である．Ti6Al2Sn

1.0Nb0.35Si(IMI829)が1977年に開発された．IMI829は微4Zr6Mo の耐熱性は350°C程度と耐熱チタン合金の中では高細な針状組織とすることでクリープ特性を大きく向上させつ

くないが，針状組織のため亀裂進展特性に優れ，コンプレッつ，疲労強度の低下を抑制している．しかし，コンプレッササーディスクで使用されている．さらに，より高強度で高靭ー部材などの回転体ではクリープ特性に加えて低サイクル疲性の耐熱チタン合金として Ti 5Al 2Sn 2Zr 4Mo4Cr( Ti

労特性も重要である．そのため，両特性のバランスを高めた17)が1984年に開発されている．高強度で高靭性の耐熱チタ

Ti5.8Al4.0Sn3.5Zr0.7Mo0.4Nb0.4Si0.06C(IMI834)

ン合金の特徴は，a 相だけでなく b 相も積極的に強化していが 1984年に開発された． IMI834は， C の添加により熱処理る点であり，強力な b 安定化元素である Mo や Cr が多く添での組織安定性を改善し，等軸 a 相を 5～10と制御した混加されている．しかし， Mo や Cr は偏析しやすい元素のた合組織とすることで，優れたクリープ特性と低サイクル疲労め，偏析しない溶解技術の向上も行われた．

特性を達成している．現在，実用化レベルでは IMI834が耐3 つ目は，Al 量の増加により形成される Ti との金属間化用温度では最高クラス(590°C)である．表に航空機用代表合物( Ti3Al や TiAl )の高い耐熱性に注目し，靭延性は劣る的な耐熱チタン合金の開発年度と開発国および開発指針を示

もののニッケル基合金に匹敵する耐熱性を目指した流れであすが，航空機用の耐熱チタン合金の多くは 1960 ～ 1980 年代

る．高 Al 含のチタン合金については本報では詳細は割愛すに開発されており，開発国は米国および英国が大多数を占めるが，ニッケル基合金の代替として，航空機用ジェットエンている．なお，本文中では開発史のため，開発当時によく知ジンの低圧タービンブレード(1)(3)や自動車用ターボチャーられていた合金名称を使用している．なお， IMI は英国のジャーのタービンホイール(4)(5)として使用されている．

IMI plc (当時は Imperial Metals Industries )のブランドであ

チタン合金において耐熱性を向上させるには，高温強度のり，現在，IMI 社のチタン部門は Titanium Metals Corpora-

低い b 相を極力低減し，a 相を強化することが望ましい．しtion(TIMET)に買収されたため TIMETAL のブランドが適かし，チタン合金では a 相の強化のために a 相安定化元素用されている．

を増加していくと，Ti3Al という金属間化合物が析出して脆

2 つ目は，耐熱性を向上させつつ，亀裂進展特性や破壊靭化するため，添加量には制限がある．a 相および b 相の安定性などの向上を目指した流れであり，こちらも Ti64がベー化度を表す指標として， Al 当量と Mo 当量が用いられる．

スとなっている．亀裂進展特性や破壊靭性は針状組織が最もAl 当量および Mo 当量について本報では次の式( 1 )(6) およ優れているため，この系統の合金では b 相の強化も重要とび式( 2 )(7)を用いて算出した．



ミ ニ 特 集表2耐熱チタン合金の耐熱性向上．

開発年

開発国

合金名称

耐用温度(°C)

1954

USA

Ti64

300

Ti6Al4V

1967

USA

Ti6242450

Ti6Al2Sn4Zr2Mo

成分組成(mass)

技術的な特徴成分Al 添加で a 相強化，V 添加で延性改善組織等軸組織から針状組織まで制御可能
成分Sn, Zr 添加で a 相強化
Mo 添加で短時間強度を向上
組織Ti64同様に組織制御が可能

1969

UK

IMI685520

Ti5Al5Zr0.5Mo0.3Si

成分Zr 添加で a 相強化， Si 添加でクリープ強度向上，低 Mo 化で b 相量低下
組織針状組織でクリープ特性改善

1974

USA

Ti6242S

520

Ti6Al2Sn4Zr2Mo0.1Si

1977

UK

IMI829580

Ti5.5Al3.5Sn3.0Zr
0.3Mo1.0Nb0.3Si

1984

UK

IMI834590

Ti5.8Al4.0Sn3.5Zr
0.7Mo0.7Nb0.3Si0.06C

成分Si 添加でクリープ強度向上
組織混合組織でクリープ強度と疲労強度を両立
成分Nb 添加で耐酸化特性向上
組織微細針状組織によりクリープ強度と疲労強度を両立
成分C 添加混合組織の制御組織最適な混合組織によりクリープ強度と疲労強度を両立

Y 金属間化合物(Ti3Al, TiAl)の活用
1990

USAUSA

1990～ GermanyJapan

Aleq＝Al＋Ti3Al alloy(Super a2)～650

Ti14Al19Nb3.2V2.0Mo

Ti3Al と B2 相の金属間化合物
熱間加工が可能

TiAl alloy(4822, TNM)

700～

Ti34Al4.8Nb2.7Cr
Ti29Al8Nb2Mo0.1B

Ti3Al と TiAl の金属間化合物
Ni 基合金に匹敵する耐熱性

11Sn＋ Zr＋10(O＋N)
36(1)

Moeq＝Mo＋0.67V＋0.44W＋0.28Nb＋0.22Ta＋2.9Fe1.6Cr1.0Al(2)

図に耐熱チタン合金も含めたチタン合金の Al 当量とMo 当量の位置付けを示す．ここでは不純物元素である O やN の影響は除外しているが，通常のチタン合金は O ＋ N 
0.1～0.15程度である．耐熱チタン合金は， Al 当量が高く Mo 当量が低い位置に位置付けられる．ここで，耐熱チタン合金では Al 当量が9.0を超えると Ti3Al 析出による脆化が危惧されるため，O＋N の影響も鑑み，a 相の強化という点では，現在の耐熱チタン合金はほぼ限界まで強化されているといえる．
航空機用途で耐熱材料として多く使用されているニッケル基合金は，タービンブレードとしての耐用温度が 1940 年代には 700 °C 台だったが，成分組成の最適化や製造方法(精密図3

チタン合金の Al 当量および Mo 当量．

鋳造→一方向凝固→単結晶)の改良，表面処理技術の開発などにより，現在では，材料として 1000 °C を超える耐用温度

 ニッケル基合金のような有効な析出物がなく a
これは，◯を備えており，種々技術の組み合わせにより燃焼器の燃焼温 600°
相の強化だけでは限界がある，◯
C以上では比強度でニ度が 1500 °C 以上の環境でも使用されている．チタン合金に

 a ケースや表層酸化により表面ッケル基合金より劣る，◯

おいては， Ti 64 の耐熱温度が 300 °C 程度と考えられてお Ti3Al の析出による脆化などが要因と考えられが脆化，◯り，徐々に耐用温度は上昇しているものの，航空機用途ではる．いずれもチタン合金にとっては，非常に克服が困難な問耐熱チタン合金の最高耐熱温度は590°Cとされている．

題であり，長らく IMI834を超える耐熱チタン合金は開発さ

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

も耐熱チタン合金に関する研究開発が行われており，あらゆれていない．
航空機用途では耐熱チタン合金以外にも高強度高靭性の bる元素，析出物，組織最適化の可能性が追求されてい型チタン合金が，ランディングギアで使用されている．b 型

る(11)(12)．一方で，チタン合金の弱点である耐酸化特性に注合金の開発経緯について詳細な説明は割愛するが，a 型およ目した材料開発や，これまで脆化相として避けられてきたび a＋b 型より，Mo や V などの b 安定化元素が多量に添加

Ti3Al や TiAl などの金属間化合物を積極的に活用した耐熱されており，優れた冷間加工性や耐食性，時効処理によりチ性向上など，新しい視点での取り組みが必要となる．いずれ

タン合金中で最高の強度が得られるなどの特徴がある．

も困難な道のりだが，耐熱チタン合金の新たな一歩として技

術革新が期待される．

自動車用途

最後に，新しい材料や技術の開発は産業構造に大きく影響

自動車用途では，エンジンの吸気/排気バルブや，コンロされるため，航空機や自動車など大きな基盤産業が存在するッドなどで適用されたが，コストの問題から一部の高級車やことは材料開発にとって非常に大きい．一方で，材料開発がスポーツカーに適用されたのみで限定的であった．しかし，産業の発展に貢献していることも表わしている．今後も材料近年，軽量性や意匠性を活かして，フェライト系ステンレス技術の発展が，産業発展の礎となることは変わらないため，鋼の代替として二輪・四輪車のマフラー部材への適用が進ん材料技術者・研究者の益々の活躍が期待される．

でいる．マフラー部材は航空機部材のような強度特性は要求文

されないものの環境温度は800°C以上と非常に高く，耐酸化

献性や製品製造を考慮した冷間での成形性などが重視される．
そのため，マフラー部材用の耐熱チタン合金は，純チタンを( KSTI 1.5Al )(8) や Ti 0.5Al 0.2Nb 0.45Si ( KSTI ( 1 ) M. Weimer: 4th International Workshop on Titanium
Aluminides, Nuremberg, Germany, (2011).
( 2 ) 竹川光弘，倉茂将史IHI 技報，53(4)(2013), 16.
( 3 ) MTU Aero Engines Report, 01(2013).
( 4 ) T. Noda: Intermetallics, 6(1998), 709713.
( 5 ) T. Tetsui: Mater. Sci. Eng. A, 329331(2002), 582588.
( 6 ) H. W. Rosenberg: The Science, Technology and Application ofTitanium, ed. by R. I. Jaffee, N. E. Promisel, Pergamon, Press,Oxford, UK, 1(1970), 851859.
( 7 ) P. J. Bania: JOM, 46(7)(1994), 1619.
( 8 ) 屋敷高司，山本兼司神戸製鋼技報，55(3)(2005), 4347.
( 9 ) 枩倉功和，屋敷高司神戸製鋼技報，54(3)(2004), 3841.
(10) 大塚広明，藤井秀樹，高橋一浩，森 健一新日鉄住金技報，396(2013), 5662.
(11) T. Kitashima, Y. YamabeMitarai, S. Iwasaki and S. Kuroda:
Metall. Mater. Trans. A, 47(2016), 63946403.
(12) T. Kitashima, Y. YamabeMitarai, S. Iwasaki and S. Kuroda:
Proceedings of The 13th World Conference on Titanium,(2015), 479
484.

1.2ASNEX)(9)，あるいは，Ti に1.0の Cu 添加をベースに★★★★★★★★★★★★★★★★★★★★★

ベースとして，冷間加工性を維持しつつ，耐酸化性や必要なレベルの高温強度を高める指針で開発されている．耐酸化特性の改善はチタン合金の苦手とする部分であり，耐酸化特性の改善に有効な元素である Al や Si, Nb は添加とともに材料強度を上げるため，冷間での成形性が劣化する．また，通常不純物としてチタン原料に存在する Fe も材料強度を上げつつ耐酸化特性を劣化させる．さらに，Cu は低コストで冷間加工性を劣化させずに，高温強度を高める効果が認められた．そのため，マフラー部材用の耐熱チタン合金は，選択元素の違いはあるものの，純チタンをベースに必要な特性を出来る限り少ない元素添加量で達成している．マフラー部材用のチタン合金としては， Ti に Al や Si を添加した Ti 1.5Al

Nb を添加した Ti 1.0Cu 低 O 量( Super TIX10CU )(10) やTi 1.0Cu 0.5Nb 低 O 量 ( Super TIX10CUNB )(10) が あり，日本のチタン製造メーカー各社の特色が表れている．

.

将来への期待航空機用途で考えた場合，耐用温度としてはほぼ限界にきていると考えられており，さらなる耐用温度を目指した材料

小柳禎彦

2005年 3 月 豊橋技術科学大学大学院工学研究科修士課程修了
2005年 4 月 大同特殊鋼株式会社入社技術開発研究所
配属
2011年 4 月 大同キャスティングス株式会社出向
2012年 3 月 出向解除，大同特殊鋼株式会社入社技術開発研究所異動
2013年 4 月現職
専門分野チタン合金，金属間化合物，耐熱合金◎チタン合金やチタンアルミ合金，ニッケル基合金の材料開発に従事．

★★★★★★★★★★★★★★★★★★★★★

開発は長らく行われていなかった．しかし，近年，わが国でミ ニ 特 集