Review

航空機用金属構造部材の改質及び塑性加工技術の適用
浅川 基男 *
M. Asakawa

1. 緒言

2. Mg/Al クラッド板の航空機材料への適用

航空機産業はこれからも毎年 4.7% で成長すると見込まれている．特に中国や東南アジアで増加率が高くなる．Fig.1
は 2027 年まで予測した航空機需要数を示している．これによれば特にエアバスの 320，ボーイングの 737 の中型機クラスの伸び率が高い．航空機は自動車産業同様裾野の広い分野であり波及効果も大きい．

Fig.1 Forecast in the future trend of aircraft production
航空機の主要構造部材は従来アルミニウム合金であったが，Fig.2 に示すように，近年ではアルミニウム材料が激減し，樹脂系複合材料が構造材料として使用され始め，軽量化による燃費向上，疲労強度・腐食性能の向上が期待されている．
鉄鋼材料も減少傾向にあるがチタンの使用比率は上昇している．しかしながら樹脂系複合材料は耐衝撃性，耐避雷性，補修方法などに未知な点も多くさまざまな課題も抱えている．
一方金属系材料においては永年の信頼性，加工性，衝撃的破壊の回避（塑性変形能），補修の容易性などの長所が多くある．
したがって航空機製造機数の増大が確実視される現在，従来の欠点を克服し，新材料に劣らない性能向上も継続して試行し，もう一度金属材料の利点を見直して軽量化，高強度化，耐腐食性を一層向上させる方策を探って行きたい．

マグネシウム（Mg）合金は実用金属中最軽量であり比強度が高いため，電子機器の筐体や輸送機器部品への適用が拡大している．しかし，腐食しやすく常温での成形が困難である．樹脂系複合材料は比重が 1.8 であるが，これに相当する比重 2 を目指した Mg/Al クラッド板を開発し，軽量化と耐食性向上を狙うことにした．著者ら 1) ～ 5) の研究によれば，Mg と Al の境界面に形成される Mg-Al 系金属間化合物
Mg17Al12 により，曲げ時あるいは圧延時に Mg と Al の剥離が発生しやすくなることが判明している．そこで，この金属間化合物を抑制するため，Mg と Al の間にフォイル状のチタン薄板を挿入した Mg/Al クラッド板を Fig.3 のように圧延で試作することにした 4) ～ 5)．各主成分を Table 1，Table 2 に，その寸法を Table 3 に示す．Mg の素材板厚 3.9mm，Al の片面板厚 0.8mm とした場合，クラッド後の比重はほぼ 2 となり，従来のアルミ合金に比べ 30% 近い軽量化になる．圧延機はロール径 260mm，幅 300mm とし，ロールも材料温度に合わせて 300℃まで加熱保温できる構造とした．ここではロール速度 2m/s で一定とし，材料温度を 200 ～ 300℃まで可変，圧下率は 30, 35, 40% の 3 条件とした．圧延機の入側，出側の外観を Fig.4 に示す．供試材は連続作製プロセスを想定し，市販の AZ61Mg 合金ストリップキャスト板に A1100 純 Al 板を表裏にクラッドした．

Fig.3 Manufacturing process of Mg/Al clad sheet bondedwith Ti-foil insert
Table 1 Chemical composition of AZ61 and A1100（mass %）
AZ61
A1100

Mg
92.5
AlBal.

Al
6.26
Cu
0.15

Zn
1.03
Fe0.61

Mn
0.234
Si0.09

Fe0.001
Ti
0.02

Table 2 Chemical composition of pure Ti（10 mass %）
-3C
4.51

Fe28.0

Ni
2.0O
30.0

H
0.4

Table 3 Size of specimens
Specimens
Thickness / mm
Length × Width / mm

Fig.2 Trend of materials for aircraft manufacturing＊

早稲田大学基幹理工学部 教授-4-AZ61
3.9200 × 150

A1100
0.8

Ti47 × 10-3

のクラッド熱処理材は従来の Mg 合金単体の熱処理材に比較して 30% エリクセン値が向上した．90° V 曲げ成形性試験において，クラッド熱処理材はパンチコーナー R と板厚の比

R / t =1 ではクラックが生じたが R / t =2 のケースではクラックや剥離は生じなかった．一方，Mg 単体の熱処理板，クラッド圧延板ではいずれの条件でも表層にクラックを生じた．
以上を要約すると．①圧延温度 300℃，圧下率 30% の圧延で Ti フォイルを挿入した Mg/Al クラッド板を作製（接合）できる，②圧延ごとに 300℃，1 時間の焼鈍をすると，双晶のない Mg の結晶組織が得られる，③エリクセン試験，90°V 曲げ成形性試験において室温成形性が向上する，との結果が得られ，今後の航空機構造材料として有用な知見が得られた．本研究は住友軽金属工業（現 UACJ）との共同研究で行われた．

Fig.4 External view of rolling mill
Fig.5 の 界 面 付 近 の ミ ク ロ 観 察 の 結 果 か ら， 圧 延 温 度
300℃であれば 3 条件のいずれの圧下率でも接合が可能であり，内部の Mg の結晶粒も微細化した．そこで実用化可能な最適条件を圧延温度 300℃，圧下率 30% とした．その後の２パスから 7 パスまでは圧下率 20%，圧延時の材料温度は300℃一定とした．そのさいに，圧延したままの試料と，圧延パスごとに 300℃，1 時間の焼鈍を施す試料の 2 種類を作製した．前者を「圧延材（Rolled specimen）」，後者を「熱処理材（Annealed specimen）」と称することにする．板厚 1mmの表面が美麗な Mg/Al クラッド板の外観を Fig.6 に示す．圧
延材側面部で観察される割れは温度低下が原因であり，実用化のさいはエッジヒータなどにより克服可能と判断される．
Mg/Al クラッド板作製後，エリクセン試験と 90° V 曲げ成形性試験 (Fig.7) により成形性を評価した．最終板厚 1mm

3. Al 合金摩擦撹拌接合の航空機への適用
航空機は Fig.8 に示すように構造部材が致命的な破損破壊を起こす前に，これを予測し事前に部材を補修交換する損傷許容設計の思想でメンテナンスされている．高強度アルミニ
ウム合金は，溶接が困難なため Fig.9(a) に示すリベットなどの機械的な結合が主流となっている．近年，一層の軽量化・コスト削減が期待できる新たな航空機構造材料の接合に Fig.
6)9(b) に示すように FSW （Friction Stir Welding：摩擦攪拌接合）が注目されている．欧米で設計製造される航空機構造に使用される金属材料は，MMPDS（Metallic Material PropertiesDevelopment and Standardizations）等の公知資料に掲載される必要がある．そこでこれに対応すべく FSW の基本的な接合評価を試みた．

Fig.5 Microstructure of bonding surface with roll temperature
300℃ and reduction 30%
Fig.8 Principle of damage tolerance requirement(a)Rivet joint
Fig.6 External view of Mg/Al clad sheet made by roll-bonding(b) FSW joint
Fig.9 Method of joint for aircraft

Fig.7 V bending test specimens-5-

FSW は摩擦熱および塑性流動で融点以下の接合が可能である．接合部周辺は Fig.10 に示すように塑性流動域（SZ），加工熱処理領域（TMAZ）または熱影響域（HAZ）のため組織の不均一分布や残留応力が懸念される．そこで，本研究では FSW が航空機用高強度アルミ合金薄板の継手として可能性を評価するため硬さ試験と疲労試験を試みた．
ア ル ミ ニ ウ ム 合 金 A2024-T3 の 薄 板（ 厚 さ 2.00 mm） をFSW により突合せ接合後，Fig.11 に示すようにマイクロビッカース硬さ試験（ASTM E-384）7) ～ 9)，で評価した．マイク
ロビッカース硬さ試験は樹脂埋め後，鏡面研磨を施し，荷重9.807 N，接合線に垂直方向に間隔 0.5 mm，その各々について板厚方向に 5 点ずつ硬さを測定した．SZ（Stir zone）および TMAZ（Thermomechanically affected zone） で は 母 材 と 同程度の硬さが得られた．一方，TMAZ の外側（接合中心より± 8 mm）では硬さが低下した．これは接合熱により析出物が固溶，軟化した結果とみられる． 疲労試験片は平行部
長さ 45 mm で，接合線は荷重方向に垂直とした．バリやツー
ルマーク等からの破壊を防ぐため，全面に鏡面研磨を施した試験片を用い，最大応力 200，250，300 MPa，応力比 0.1，
周波数 10 Hz にて疲労試験を行なった．
両面研磨の試験片は元板厚 2.00mm から 1.62 ～ 1.75mm になった．研磨前の接合部付近の組織観察写真を Fig.12 上部のミクロ組織に示す 10)．SZ 部は EBSD から観察されるように 1µm ほどの微細な組織が得られている．SZ 直下の接合ツール（Stir rod）が届いていない箇所には，キッシングボンド（KB）あるいは LOP と称する一種の接合不良が観察される．この接合不良部は深さ 150µm ほどで接合線に沿って分布している．そのため疲労試験ではこの部位の数箇所を起点としてき裂が進展し破断に至った．一方，研磨加工して接合不良部を除去した試験片は，接合線から± 8 mm ほどの硬さが低下しFig.12 Metallographic observation from view point of
perpendicular to the weld lineている部分からき裂が発生した．Fig.13 の疲労曲線に示す
ように接合不良部を除去しない元のままの試験片（■印）では疲労強度が低いが，両面に研磨を施した試験片（◆印）ではほぼ母材（○印）に近い疲労強度であることが確認された．
その疲労起点も母材同様 particle あるいは crevice から発生している．

Fig.13 Fatigue test S-N curve bending test specimens

Fig.10 Thermomechanically affected zone by FSW

以上の結果から次のようにまとめられる．①接合不良部が取り除かれない試験片ではその部位が疲労き裂の起点となる，②接合不良部が取り除かれた試験片は接合線から± 8mm ほど離れた硬さの低下した部位を起点として疲労破断す
る，③母材と FSW 部の疲労特性を比較検討し MMPDS もし
くは．他の公知データへの掲載，FSW の損傷許容設計の構築を目指して行きたい．
なお，本研究は JAXA との共同で実現した研究である 10) 11)．

4. 温間ショットピーニングによるチタン合金の疲労強度向上
Fig.2 に示すように他の金属材料の使用比率が低下し ている中でチタン合金だけは増加の一途をたどっている．例えば
Fig.14 に示すように Landing gear は合金鋼からチタン合金に入れ替わりつつあり，複合材料の締結ボルトにも熱膨張およFig.11 Hardness test result around FSW-6-ピーニングには径 0.2，0.4mm のショットを Table 4 の条件で試用した．各条件の上昇温度より径 0.2，0.4mm ショットの混合比率を設定した．混合条件は Table 5 を用い，実験結果を Fig.17 に示す．
Fig.18 に疲労試験結果を示す．径 0.2mm+ 径 0.4mm 混合
ショットピーニングでは，疲労強度が約 150MPa 向上し 840MPa となった．
Table 5 Shot media diameter and project amountFig.14 Examples of Ti alloy parts
び耐腐食性の観点からチタン合金が使用されている．今後ますます航空機に使用される比率が高くなると予測される．
これまでチタン合金等のような高強度材料に対しては，材料表層を加熱し軟化させショットする温間ピーニング等が用いられてきた．しかし，ショットピーニングの衝突エネルギーつまり加工熱を直接利用すれば，コスト面でも効率面でも有効な強化法になると期待される．ここでは加工熱による温間ショットピーニングを Ti-6Al-4V 合金に施し，圧縮残留応力の導入による疲労強度の向上を図った．供試材は TI-6Al-4Vを用いた．Fig.15 に各温度での降伏応力，引張り強さ，伸びを示す．400℃を越えると急激に伸びが増大しており，再結晶が懸念されるので楕円で囲った温度域が限界と見られる．この温度特性を参考にして，加工熱を利用したショットピーニングの最適条件を探ることにしたい．供試材を 40 ×10 × 1.5mm の板材に切出し，中央部に Fig.16 に示す孔を設け，1mm の熱電対を表層直下に接地し表層温度を推定した．

Shot media diameter d mm 0.2 + 0.4
0.2 + 0.4
0.2 + 0.4
(Ratio by weight)(80%:20%) (50%:50%) (20%:80%)
3.0
3.64.1
Project amount A kg/min

Fig.17 Temperature variation under each peening condition

Fig.15 Optimum peening temperature

Fig.18 Fatigue test results
結果を要約すると以下のようになる．①径 0.4mm，0.2mmのショット材を混合した場合，表面温度はショット材の粒径が細かくなるほど上昇する．② Ti-6Al-4V の最適温間加工温度 は 300 ～ 400 ℃ で， 径 0.2mm+ 径 0.4mm（80%：20%） が最適温間ピーニング条件である．③加工熱を利用した混合温間ショットピーニングにより，母材および径 0.4mm ショッ
トピーニング材と比較し，約 150MPa 疲労強度を向上させることが可能である 12)．本研究は全日空㈱，㈱ニッチューとのFig.16 Peening temperature detected by thermocouple

共同で行われた．
Table4 Peening conditions

5. ポーラス金属のショットピーニングによるType of peening apparatus
Direct-pressure type
Air pressure P MPa
0.5
Shot media diameter d mm
0.20.4
Hardness of shot media h Hrc
55 ～ 65
Peening Time Tp sec
30
Project amount A kg/min
2.6
4.5
Distance between the nozzle and the specimen L mm
100

強化法
航空機などの輸送用機器は軽量化による燃費向上が求められている．軽量化の手法として，Fig.19 に示すように蓮根のような多数の平行な円柱状の微細孔を有するロータス型-7-突し，表層の気孔口付近に材料が塑性流動した．表層の圧縮力とせん断力により，表層気孔を塞ぎながら金属新生面が現れ，相互に接合し表層付近でノンポーラス層が生成したと考えられる．200µm より大きな結晶粒径を持つロータス銅平板に投射した結果を Fig.22 に示す．表層厚さ約 30µm にわたり結晶粒径が 1µm より小さく微細化した層が形成されていた．また , 投射速度 v が 50 から 70m·s-1 に増加すると，微細化層の厚さが約 60µm に増加したことも確認されている．

Fig.19 Lotus-type porous copper：
composite material of metal and gas
ポーラス金属（以下，ロータス金属）の構造材料としての利用が期待され，ロータス金属の強化や成形のための塑性加工の研究が進められている 16),18)．過去の研究では，ECAE13)

Fig.22 Inverse pole ﬁgure orientation map on cross-section inや圧延 14) を用いたロータス金属の強化法が報告されている．
17)
Fig.20（a）に示すようにワイヤブラッシング加工 により，表層の開いた気孔を塞ぎ内部のポーラス構造を維持したまま強化する方法が示された．

vicinity of shot peened lotus copper at shot velocity of
50 m•s-1 and peening time of 40s.
Fig.23 には静的陽解法の FEM で解析したショットによる塑性流動のシミュレーションを示している．気孔が両サイドのショット粒の衝撃で塞がれ，ついで気孔直上でのショット粒により厚みを増しながらノンポーラス層を形成されている状況が再現されている．さらに解析の精度を上げることにより，最適なショット条件を見いだせると期待される．

Fig.20 Schematic illustration of the lotus copper plates surface tothe wire blush and shot peening surface
そこで，本研究は金属表層の強化法として広く用いられているショットピーニング加工 ( 以下 SP) を，ロータス金属に適用することを提案し試行した（Fig.20（b））．ロータス金属の強度を増加させる加工条件が気孔形態，ミクロ組織及び強度の変化を検討し，強化機構を解明することを目的とした．
連続鋳造法 15) を用いて，気孔率（気孔径）が 37% (105 ±76.7µm) および 48% (104 ± 38.4µm) の 2 種類のロータス銅を作製した．ローター式の SP 装置を用いて，径 d =0.8 mm のショットにより，ショット面と気孔方向が平行な試験片に時間 t ，速度 v を変化させて投射した．Fig.21 に投射前および投射後における断面写真を示す．高速で無数のショットが衝

Fig.23 FEM simulation of lotus deformation by shot peening
以上の結果をつぎのように要約できる．① SP により表面の気孔を塞ぎ，ポーラス構造を維持しながら，サブミクロンまで微細化した結晶粒を有するノンポーラス層を形成することができる，②ノンポーラス層の形成及びポーラス層における金属部の加工硬化によって，SP 面の方向に関わらず，SPによりロータス銅の強化が可能である 19)．なお，ここでは銅を使用したが将来的にはアルミニウム，マグネシウムなど軽量金属に発展させて行きたい．
ショットピーニング実験は（株）ニッチューにご協力いた
だいた．また，本研究の一部は，物質・デバイス領域共同研
究拠点 における共同研究並びに（独）科学技術振興機構
科学技術振興調整費「早稲田大学高等研究所テニュアトラッ
ク・プログラム」として実施された．

Fig.21 Cross-sections in the vicinity of the surface of lotus copper
plates before (a) and after shot peening (b).

-8-

6. まとめ5)（独）物質・材料研究機構では世界で初めて 1100℃を超える耐用温度を持つニッケル基単結晶超合金などの開発に成功し，ボーイング 787 に搭載されたエンジンのタービンブレードに使用されている．アルミニウム合金も従来は民生品が主流を占めていたが，航空機産業にも焦点が当てられ始めた．
MRJ の構造機体が樹脂系複合材料からアルミニウム合金に戻ったことも朗報である．日本ではチタン合金はほとんどが化学プラントやスポーツ用品など民生品に使用されているが，航空機における重要性が増し，大型プレスの導入により大型部品の航空機産業へ展開が望まれる材料分野である．そのためにも Mg や Ti など難加工の技術への挑戦が今後とも必要である．
このたびの「航空機用金属構造部材の改質及び塑性加工技術の適用」の多くが天田財団の助成による研究である．ここに厚く感謝申し上げる次第である．

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