JP3320760B2 - チタニウム・アルミニウム合金 - Google Patents
チタニウム・アルミニウム合金Info
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- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C14/00—Alloys based on titanium
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン用コンプ
レッサー翼、スペンサー等、高温（５００〜７００℃）
および中温における耐熱性、高い耐力、長い疲労寿命が
要求される部材の材料として好適なチタニウム・アルミ
ニウム合金に係るものである。
レッサー翼、スペンサー等、高温（５００〜７００℃）
および中温における耐熱性、高い耐力、長い疲労寿命が
要求される部材の材料として好適なチタニウム・アルミ
ニウム合金に係るものである。
【０００２】
【従来の技術】従来からチタニウム・アルミニウム・主
体合金は、３５Ｋｇｆ／ｍｍ２程度の耐力を有するもの
の、延性にとぼしい脆性材として知られている。
体合金は、３５Ｋｇｆ／ｍｍ２程度の耐力を有するもの
の、延性にとぼしい脆性材として知られている。
【０００３】上記耐力値は、約８００℃まで持続し、高
温では１５％以上の破断伸びを示すようになるが、その
ような状態であっても、不安定破壊の特長である劈開面
が破断後の破面の随所に観察される。
温では１５％以上の破断伸びを示すようになるが、その
ような状態であっても、不安定破壊の特長である劈開面
が破断後の破面の随所に観察される。
【０００４】また、チタン５０〜６３重量％，アルミニ
ウム５〜５０重量％，ホウ素０．０２〜０．１重量％お
よびその他の材料からなるチタン・アルミニウム合金が
特開平２−６１０１７号として提案されている。
ウム５〜５０重量％，ホウ素０．０２〜０．１重量％お
よびその他の材料からなるチタン・アルミニウム合金が
特開平２−６１０１７号として提案されている。
【０００５】さらに、チタン５０〜６５重量％，アルミ
ニウム３５〜５０重量％，ホウ素０．０２〜０．１重量
％およびその他の材料からなる組成を有するチタン・ア
ルミニウム合金において、α2 −γ層が一方向に長く配
列されたチタン・アルミニウム合金が特開平４−２９３
７４５号として提案されている。
ニウム３５〜５０重量％，ホウ素０．０２〜０．１重量
％およびその他の材料からなる組成を有するチタン・ア
ルミニウム合金において、α2 −γ層が一方向に長く配
列されたチタン・アルミニウム合金が特開平４−２９３
７４５号として提案されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明者は、前記従来
のチタン・アルミニウム合金にニッケル，コバルト，金
及びボロンの含有量を限定した範囲内で維持し、遠心鋳
造されたものは、室温ないし高温下でも劈開破壊が全く
生じない８０Ｋｇｆ／ｍｍ２級の高強度材料が得られ、
耐衝撃性も比較的良好な、非常に利点の多い工業用合金
となることを見出だした。
のチタン・アルミニウム合金にニッケル，コバルト，金
及びボロンの含有量を限定した範囲内で維持し、遠心鋳
造されたものは、室温ないし高温下でも劈開破壊が全く
生じない８０Ｋｇｆ／ｍｍ２級の高強度材料が得られ、
耐衝撃性も比較的良好な、非常に利点の多い工業用合金
となることを見出だした。
【０００７】本発明は、非常に利点が多く、かつ工業的
に製造され、その上、１０００℃程度の高温（真空中）
に長時間放置しても、冶金学的に安定なチタニウム・ア
ルミニウムの層状組織合金を提供することにある。
に製造され、その上、１０００℃程度の高温（真空中）
に長時間放置しても、冶金学的に安定なチタニウム・ア
ルミニウムの層状組織合金を提供することにある。
【０００８】他の利点は、長時間高温下に放置してもな
んら変ることのない高い耐力および延性、長い疲労寿
命、良好な耐熱性ならびに製造再現性等の性質がともな
い、非常に優れた特性をもったガスタービン用コンプレ
ッサー翼、スペーサー及び関連の構造材料等、高温およ
び中温における上記性質を要求されるチタニウム・アル
ミニウム合金を提供することにある。
んら変ることのない高い耐力および延性、長い疲労寿
命、良好な耐熱性ならびに製造再現性等の性質がともな
い、非常に優れた特性をもったガスタービン用コンプレ
ッサー翼、スペーサー及び関連の構造材料等、高温およ
び中温における上記性質を要求されるチタニウム・アル
ミニウム合金を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、重量％で炭素
０．０１〜０．０５％，アルミニウム３１〜３５％，マ
ンガン０．５〜２．５％，ニッケル０．０１〜０．０３
％，コバルト０．０１〜０．０３％，タングステン０．
０５〜０．２％マグネシウム０〜０．０２％，金０．０
１〜０．０５％，ボロン０．０３〜０．０６％，鉄０．
０４〜０．０８％残部チタニウムよりなるチタニウム・
アルミニウム合金に関するものである。より有利には、
上記合金において、炭素約０．０２％，アルミニウム約
３４％，マンガン約１％，ニッケルとコバルトを加えた
もの合計約０．０３％，金約０．０２％，ボロン約０．
０４％である。
０．０１〜０．０５％，アルミニウム３１〜３５％，マ
ンガン０．５〜２．５％，ニッケル０．０１〜０．０３
％，コバルト０．０１〜０．０３％，タングステン０．
０５〜０．２％マグネシウム０〜０．０２％，金０．０
１〜０．０５％，ボロン０．０３〜０．０６％，鉄０．
０４〜０．０８％残部チタニウムよりなるチタニウム・
アルミニウム合金に関するものである。より有利には、
上記合金において、炭素約０．０２％，アルミニウム約
３４％，マンガン約１％，ニッケルとコバルトを加えた
もの合計約０．０３％，金約０．０２％，ボロン約０．
０４％である。
【００１０】前記合金は、従来の耐熱チタニウム合金よ
り２００℃以上の耐熱性をもち、その上に鋳造のままで
０．０２％耐力相当の荷重が構造物に繰返し加わって
も、長い疲労寿命を維持しうる特性をもっている。
り２００℃以上の耐熱性をもち、その上に鋳造のままで
０．０２％耐力相当の荷重が構造物に繰返し加わって
も、長い疲労寿命を維持しうる特性をもっている。
【００１１】航空機用ガスタービンは、高温および中温
下かつ高応力下で実用になる軽量の部品が要望されてお
り、実際には、ガスタービン総重量の約半分は、高ニッ
ケル含有の超合金等多成分率合金（比重約８）がしめて
おり、それを可能な限り、軽量合金（比重４次下）に変
更する試みがなされている。
下かつ高応力下で実用になる軽量の部品が要望されてお
り、実際には、ガスタービン総重量の約半分は、高ニッ
ケル含有の超合金等多成分率合金（比重約８）がしめて
おり、それを可能な限り、軽量合金（比重４次下）に変
更する試みがなされている。
【００１２】本発明の層状組織を有するチタニウム・ア
ルミニウム合金は、製造の熟練は要するものの、鋳造品
のままで実用となる耐熱性、延性、高い耐力、長い疲労
寿命をもち、高温および中温における比強度、疲労限強
度比（約０．８）は、超合金よりはるかに優れている。
その上に、真空中にあっては、高温下（８００〜１００
０℃）で延性，高い耐力、疲労寿命及び高いヤング率等
の性質が超合金に劣ることがない。
ルミニウム合金は、製造の熟練は要するものの、鋳造品
のままで実用となる耐熱性、延性、高い耐力、長い疲労
寿命をもち、高温および中温における比強度、疲労限強
度比（約０．８）は、超合金よりはるかに優れている。
その上に、真空中にあっては、高温下（８００〜１００
０℃）で延性，高い耐力、疲労寿命及び高いヤング率等
の性質が超合金に劣ることがない。
【００１３】このような有利性を有する高温〜中温領域
材料の特性を発現させた本発明合金は、耐熱チタニウム
合金のいかなるものの疲労寿命特性をも陵駕する優れた
特性を有するものであり、ただちに実用に供することが
できるものである。
材料の特性を発現させた本発明合金は、耐熱チタニウム
合金のいかなるものの疲労寿命特性をも陵駕する優れた
特性を有するものであり、ただちに実用に供することが
できるものである。
【００１４】本発明の合金のそれぞれの成分許容量は、
存在する他の成分との相互関係によるものである。
存在する他の成分との相互関係によるものである。
【００１５】炭素の量が０．０１重量％より少いと、合
金はたわみ易くなり、０．０５重量よりも過剰となる
と、炭化物（ＴｉＣ）が合金をもろくする。アルミニウ
ムの量はＴ；Ａｌ相を生成する主体成分であり、３１重
量％より少ないとＴｉ ３ Ａｌ相が大きく出現し、高温強
度が低下し、３５重量％より多くなるとＴｉ ３ Ａｌ相の
量が著しく少なくなり、ＴｉＡｌ／Ｔｉ ３ Ａｌ層状組織
を生成し難くなり、強化層がない従来のチタニウム・ア
ルミニウム合金と同様となって性質が劣化する。マンガ
ンの量が０．５重量％より少ないと層状組織中に劈開破
断を生じるようになり、強度が低下し、２．５重量％よ
り多すぎるとかたくなりすぎ、延性が低下する。ニッケ
ル，コバルト，タングステンの含有量が少なすぎると層
状組織間の補強が低下し強度がさがる。また、多すぎる
とクリープ強さは増大するものの組織に片寄りができる
など機械的性質に好ましくない影響が生ずる。ホウ素及
び金の含有量が少なすぎると延性が損なわれ、多すぎて
も延性は好ましくなく、強度も低下する。
金はたわみ易くなり、０．０５重量よりも過剰となる
と、炭化物（ＴｉＣ）が合金をもろくする。アルミニウ
ムの量はＴ；Ａｌ相を生成する主体成分であり、３１重
量％より少ないとＴｉ ３ Ａｌ相が大きく出現し、高温強
度が低下し、３５重量％より多くなるとＴｉ ３ Ａｌ相の
量が著しく少なくなり、ＴｉＡｌ／Ｔｉ ３ Ａｌ層状組織
を生成し難くなり、強化層がない従来のチタニウム・ア
ルミニウム合金と同様となって性質が劣化する。マンガ
ンの量が０．５重量％より少ないと層状組織中に劈開破
断を生じるようになり、強度が低下し、２．５重量％よ
り多すぎるとかたくなりすぎ、延性が低下する。ニッケ
ル，コバルト，タングステンの含有量が少なすぎると層
状組織間の補強が低下し強度がさがる。また、多すぎる
とクリープ強さは増大するものの組織に片寄りができる
など機械的性質に好ましくない影響が生ずる。ホウ素及
び金の含有量が少なすぎると延性が損なわれ、多すぎて
も延性は好ましくなく、強度も低下する。
【００１６】本発明の層状組織を有するチタニウム・ア
ルミニウム合金を航空機用ガスタービン構造材料として
所望の層状組織を生成するように鋳造すると、長時間高
温下に放置しても、ほとんど変らない良好な耐熱性と延
性、高い耐力、長い疲労寿命等を有する非常にすぐれた
性質によって特徴ずけられる部品が得られる。
ルミニウム合金を航空機用ガスタービン構造材料として
所望の層状組織を生成するように鋳造すると、長時間高
温下に放置しても、ほとんど変らない良好な耐熱性と延
性、高い耐力、長い疲労寿命等を有する非常にすぐれた
性質によって特徴ずけられる部品が得られる。
【００１７】
【実施例】層状組織のみを有するチタニウム・アルミニ
ウム合金の実施例の例１は、炭素０．０２重量％、アル
ミニウム３２重量％、マンガン１重量％、ニッケル，コ
バルト合計０．０３重量％、タングステン０．１重量
％、マグネシウム０．０２重量％、金０．０１重量％、
ボロン０．０４重量％、鉄０．０４重量％残部チタニウ
ムよりなる組成のものを高真空下においてプラズマ・ア
ーク溶解し、鋳造するものである。この合金を航空機用
ガスタービンの構造材料として１０Ｇ（Ｇは重力加速
度）以上の遠心力下で遠心鋳造すると、高温および中温
における良好な耐熱性、高い耐力、延性、長い疲労寿
命、製造物の性質再現性等の結合された性質によって特
徴ずけられるものが得られる。
ウム合金の実施例の例１は、炭素０．０２重量％、アル
ミニウム３２重量％、マンガン１重量％、ニッケル，コ
バルト合計０．０３重量％、タングステン０．１重量
％、マグネシウム０．０２重量％、金０．０１重量％、
ボロン０．０４重量％、鉄０．０４重量％残部チタニウ
ムよりなる組成のものを高真空下においてプラズマ・ア
ーク溶解し、鋳造するものである。この合金を航空機用
ガスタービンの構造材料として１０Ｇ（Ｇは重力加速
度）以上の遠心力下で遠心鋳造すると、高温および中温
における良好な耐熱性、高い耐力、延性、長い疲労寿
命、製造物の性質再現性等の結合された性質によって特
徴ずけられるものが得られる。
【００１８】この代表的実施例にもとずいて得られた試
験結果は、多くの機械的特性についての有用性を示す。
験結果は、多くの機械的特性についての有用性を示す。
【００１９】この試験結果は、遠心鋳造のままの実体か
ら切出した試片について得た。
ら切出した試片について得た。
【００２０】７００℃で６４Ｋｇｆ／ｍｍ２、応力比Ｒ
＝０．１の繰返し荷重付加での低サイクル破壊寿命は、
２×１０５サイクル以上を示し、室温下では６８Ｋｇｆ
／ｍｍ２の繰返し荷重付加ではるかに長い寿命を示し
た。
＝０．１の繰返し荷重付加での低サイクル破壊寿命は、
２×１０５サイクル以上を示し、室温下では６８Ｋｇｆ
／ｍｍ２の繰返し荷重付加ではるかに長い寿命を示し
た。
【００２１】同温度で６８Ｋｇｆ／ｍｍ２，Ｉ０ＨＺの
繰返し荷重での高サイクル破壊寿命は、２×１０７サイ
クル以上を示し、これは５００時間の長時間加熱下放置
に耐えることを示している。すなわち、長時間加熱下に
放置されても、０．０２％耐力程度の繰返し荷重では、
長い疲労寿命と機械的特性等が、比較的影響をうけない
事実がわかった。
繰返し荷重での高サイクル破壊寿命は、２×１０７サイ
クル以上を示し、これは５００時間の長時間加熱下放置
に耐えることを示している。すなわち、長時間加熱下に
放置されても、０．０２％耐力程度の繰返し荷重では、
長い疲労寿命と機械的特性等が、比較的影響をうけない
事実がわかった。
【００２２】表１は、室温から１０００℃の間の前記実
施例の合金について行った引張試験の結果を示す。
施例の合金について行った引張試験の結果を示す。
【００２３】
【表１】 この合金は、耐熱性があり、高温下のデータ再現性に優
れていることも特徴とするものである。
れていることも特徴とするものである。
【００２４】本発明の実施例の例２，例３，例４の合金
の組成を表２に重量％で示す。
の組成を表２に重量％で示す。
【００２５】
【表２】 本発明の合金は、遠心鋳造法を用いて、高真空下におい
て、プラズマ・アーク溶解し、鋳造されるものである。
この鋳造法の有効性は凝固組織に発現されるものであっ
て、図１乃至図３の写真（引張り破断後の破面の拡大）
に見るような方向性のある長い層状組織のみからなる所
望の鋳造成形品に鋳造される。
て、プラズマ・アーク溶解し、鋳造されるものである。
この鋳造法の有効性は凝固組織に発現されるものであっ
て、図１乃至図３の写真（引張り破断後の破面の拡大）
に見るような方向性のある長い層状組織のみからなる所
望の鋳造成形品に鋳造される。
【００２６】残部チタニウム中には、少量の不純物、付
随元素が含有されてもよい。しかし、このような不純
物、付随元素は、製造の必要性を考慮して実用的低さに
維持されるべきである。
随元素が含有されてもよい。しかし、このような不純
物、付随元素は、製造の必要性を考慮して実用的低さに
維持されるべきである。
【００２７】本発明の合金は、ガスタービン構造部材例
えばコンプレッサー翼、スペーサー及び関連の部品を鋳
造するのに適し、高温下での強度が要求されるような分
野において有効に利用されるものである。
えばコンプレッサー翼、スペーサー及び関連の部品を鋳
造するのに適し、高温下での強度が要求されるような分
野において有効に利用されるものである。
【００２８】本発明は、有効な実施例と関連して説明さ
れたが、本発明の精神ならびに技術範囲より逸脱するこ
となしに行われる変形及び応用は本発明の技術範囲に含
まれる。
れたが、本発明の精神ならびに技術範囲より逸脱するこ
となしに行われる変形及び応用は本発明の技術範囲に含
まれる。
【図１】実施例１によって得られたチタニウム・アルミ
ニウム合金の引張り破断後の断面の図面代用顕微鏡写真
ニウム合金の引張り破断後の断面の図面代用顕微鏡写真
【図２】図１の一部のさらに拡大した図面代用顕微鏡写
真
真
【図３】図１の別の一部の拡大した図面代用顕微鏡写真
Claims (1)
- 【請求項１】 炭素０．０１〜０．０５重量％，アルミ
ニウム３１〜３５重量％，マンガン０．５〜２．５重量
％，ニッケル０．０１〜０．０３重量％，コバルト０．
０１〜０．０３重量％，タングステン０．０５〜０．２
重量％，マグネシウム０〜０．０２重量％，金０．０１
〜０．０５重量％，ボロン０．０３〜０．０６重量％，
鉄０．０４〜０．０８重量％，残部チタニウムよりな
り、層状組織のみを有するチタニウム・アルミニウム合
金。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34866691A JP3320760B2 (ja) | 1991-12-06 | 1991-12-06 | チタニウム・アルミニウム合金 |
| US07/870,860 US5205876A (en) | 1991-12-06 | 1992-04-20 | Alloyed titanium aluminide having lamillar microstructure |
| EP92305246A EP0545518A1 (en) | 1991-12-06 | 1992-06-08 | Titanium/aluminium alloy |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34866691A JP3320760B2 (ja) | 1991-12-06 | 1991-12-06 | チタニウム・アルミニウム合金 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05156394A JPH05156394A (ja) | 1993-06-22 |
| JP3320760B2 true JP3320760B2 (ja) | 2002-09-03 |
Family
ID=18398543
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34866691A Expired - Lifetime JP3320760B2 (ja) | 1991-12-06 | 1991-12-06 | チタニウム・アルミニウム合金 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5205876A (ja) |
| EP (1) | EP0545518A1 (ja) |
| JP (1) | JP3320760B2 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4224867A1 (de) * | 1992-07-28 | 1994-02-03 | Abb Patent Gmbh | Hochwarmfester Werkstoff |
| JP3839493B2 (ja) * | 1992-11-09 | 2006-11-01 | 日本発条株式会社 | Ｔｉ−Ａｌ系金属間化合物からなる部材の製造方法 |
| US5768679A (en) * | 1992-11-09 | 1998-06-16 | Nhk Spring R & D Center Inc. | Article made of a Ti-Al intermetallic compound |
| JP2008254052A (ja) * | 2007-04-06 | 2008-10-23 | Daido Castings:Kk | Ｔｉ合金鋳造品の製造方法 |
| FR2918672B1 (fr) * | 2007-07-09 | 2009-10-09 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Procede pour proteger la surface d'un substrat en alliage intermetallique a base d'aluminiure de titane contre la corrosion. |
| US9981349B2 (en) * | 2013-05-31 | 2018-05-29 | Arconic Inc. | Titanium welding wire, ultrasonically inspectable welds and parts formed therefrom, and associated methods |
| US11619266B2 (en) * | 2018-02-26 | 2023-04-04 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Self lubricating titanium aluminide composite material |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3203794A (en) * | 1957-04-15 | 1965-08-31 | Crucible Steel Co America | Titanium-high aluminum alloys |
| EP0275391B1 (en) * | 1986-11-12 | 1992-08-26 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Titanium-aluminium alloy |
| EP0460234B1 (en) * | 1989-12-25 | 1997-05-02 | Nippon Steel Corporation | Sheet of titanium-aluminum intermetallic compound and process for producing the same |
| ATE127860T1 (de) * | 1990-05-04 | 1995-09-15 | Asea Brown Boveri | Hochtemperaturlegierung für maschinenbauteile auf der basis von dotiertem titanaluminid. |
| DE69118459T2 (de) * | 1990-07-31 | 1996-11-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Titanaluminiden und daraus hergestellte Präzisionsgussteile |
-
1991
- 1991-12-06 JP JP34866691A patent/JP3320760B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1992
- 1992-04-20 US US07/870,860 patent/US5205876A/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-08 EP EP92305246A patent/EP0545518A1/en not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0545518A1 (en) | 1993-06-09 |
| JPH05156394A (ja) | 1993-06-22 |
| US5205876A (en) | 1993-04-27 |
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