JPWO2015050013A1 - Preformed body for turbine blade and method for manufacturing turbine blade - Google Patents
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Abstract
大型の熱間鍛造機を用いても金型の位置決めも容易なタービンブレード用予備成形体（１）及びタービンブレードの製造方法を提供する。熱間鍛造されて翼部と根部とを有するタービンブレード用素材となるタービンブレード用予備成形体（１）であって，前記タービンブレード用予備成形体（１）は，鍛造されて翼部になる部分と根部になる部分とが一体に成形された本体部（２）を有し，前記本体部の軸方向の両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部（３）を備えるタービンブレード用予備成形体（１）。Provided are a turbine blade preform (1) and a method for manufacturing a turbine blade, in which a mold can be easily positioned using a large hot forging machine. A turbine blade preform (1) which is hot forged and becomes a turbine blade material having a blade portion and a root portion. The turbine blade preform (1) is forged into a blade portion. A spare part for a turbine blade having a main body part (2) in which a part and a part to be a root part are integrally formed, and having axially projecting parts (3) at both axial ends of the main body part Molded body (1).
Description
本発明は、熱間鍛造にてタービンブレード用素材を製造する際に用いる、タービンブレード用予備成形体及びタービンブレードの製造方法に関するものである。 The present invention relates to a turbine blade preform and a turbine blade manufacturing method used when manufacturing a turbine blade material by hot forging.
近年、蒸気タービンの高効率化の要請により、蒸気タービンに用いられるタービンブレードも長尺化してきている。約１５００ｍｍを超える長尺のタービンブレード用素材を製造する場合では、素材を上型と下型の間に挟み込んで、大型のプレス鍛造でタービンブレード用素材に成形する方法が主流である。
この大型タービン翼を製造する方法として、例えば、特開昭６３−２４１１１８号公報（特許文献１）に開示されているような、三次元形状に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛造により製造する方法において、翼根から翼先端に亘って水平状態を維持したまま型鍛造し、該型鍛造終了後タービン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下において強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理する大型タービン翼の製造方法の発明がある。
また、タービンブレード用予備成形体に着目した発明としては、例えば、特公平３−１３６号公報（特許文献２）に開示されているような、単純形状の素材を用い、翼部はダイスにより、一方、翼根部は密閉金型内に前後方押出により成形し、かつ、さらにつば部を据え込みにより成形するタービンブレード用予備成形体の成形方法の発明がある。In recent years, turbine blades used in steam turbines have become longer due to the demand for higher efficiency of steam turbines. In the case of manufacturing a turbine blade material having a length exceeding about 1500 mm, the mainstream method is to insert the material between an upper die and a lower die and form the turbine blade material by large press forging.
As a method of manufacturing the large turbine blade, for example, a method of manufacturing a large turbine blade complicatedly twisted into a three-dimensional shape by forging as disclosed in JP-A-63-241118 (Patent Document 1). Then, the die is forged while maintaining the horizontal state from the blade root to the blade tip, and after the forging of the die, the turbine blade is subjected to the necessary torsion processing, subjected to forced restraint correction in this state, and then heat-treated in the restrained state. There is an invention of a method for manufacturing a large turbine blade.
Moreover, as invention which paid its attention to the preform for turbine blades, for example, the material of a simple shape as disclosed in Japanese Patent Publication No. 3-136 (Patent Document 2) is used, and the wing portion is formed by a die. On the other hand, there is an invention of a method for forming a preform for a turbine blade in which a blade root portion is formed by front-rear extrusion into a closed mold and further a flange portion is formed by upsetting.
上述した特許文献１に記載の方法では、捩り加工という特殊な加工が必要であり、加工の工数が増えることから経済的ではない。効率よくブレード用素材を熱間鍛造で得ようとするのであれば、ニアネット形状の金型を用いて熱間鍛造を行うのが有利である。しかし、特許文献２で示されるようなタービンブレード用予備成形体では、金型にタービンブレード用予備成形体を載置した際に位置決めを行う手段がないことから、ニアネット形状の金型を用いて熱間鍛造すると位置ずれを起こして欠肉等の欠陥を生じるおそれがある。また、この欠肉を防止するにはタービンブレード用予備成形体の重量を大きくする方法もあるが、歩留まりが悪くなるだけでなく、熱間鍛造時の荷重も大きくなってしまう。
ところで、従来の技術において、タービンブレード用予備成形体の位置決めや、熱間鍛造時の位置ずれを防止する手段に着目されていないのには理由がある。その理由の一つとして、大型の鍛造品を数万トンの荷重で、しかも、１ブローで製造するといった新規な課題に直面していないことが挙げられる。最近では、５万トンクラスの大型熱間鍛造機で大型の製品を熱間鍛造で製造することが始まっている。このような従来にない大型熱間鍛造機で、効率よく欠陥の無い製品を製造する場合、それに用いるタービンブレード用予備成形体の形状を適正にしないと、熱間鍛造後のタービンブレード用素材に欠肉等が発生するといった課題に直面した。
本発明の目的は、大型の熱間鍛造機を用いても金型の位置決めも容易なタービンブレード用予備成形体及びタービンブレードの製造方法を提供することである。The method described in Patent Document 1 described above is not economical because a special process called twisting is required and the number of processes increases. If the blade material is to be obtained efficiently by hot forging, it is advantageous to perform hot forging using a near net-shaped mold. However, in the turbine blade preform as disclosed in Patent Document 2, there is no means for positioning when the turbine blade preform is placed on the mold, so a near-net mold is used. If hot forging is performed, there is a possibility that a position shift occurs and a defect such as a lack of wall occurs. In addition, there is a method of increasing the weight of the turbine blade preform in order to prevent this thinning, but not only the yield is deteriorated, but also the load during hot forging is increased.
By the way, in the prior art, there is a reason why attention is not paid to the positioning of the turbine blade preform and the means for preventing the displacement during hot forging. One of the reasons is that it does not face a new problem of manufacturing a large forged product with a load of tens of thousands of tons and one blow. Recently, large-scale products have been manufactured by hot forging using a large-scale hot forging machine of 50,000 tons class. In such a large-scale hot forging machine that has not been used in the past, when producing a product with no defects efficiently, if the shape of the turbine blade preform used for it is not appropriate, the material for turbine blade after hot forging will be used. We faced challenges such as lack of meat.
An object of the present invention is to provide a turbine blade preform and a method for manufacturing a turbine blade that can easily position a mold even when a large hot forging machine is used.
本発明は、上述した課題に鑑みてなされたものである。
すなわち本発明は、熱間鍛造されて翼部と根部とを有するタービンブレード用素材となるタービンブレード用予備成形体であって、前記タービンブレード用予備成形体は、鍛造されて翼部になる部分と根部になる部分とが一体に成形された本体部を有し、前記本体部の軸方向の両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部を備えるタービンブレード用予備成形体である。
また、前記突起部は、前記本体部に接合されていることが好ましい。
また、前記突起部の接合がネジによる嵌め合わせ、及び／または、溶接によって接合されていることが好ましい。
更に前記本体部の材質がＴｉ合金であることが好ましい。The present invention has been made in view of the above-described problems.
That is, the present invention is a turbine blade preform that is a hot-forged turbine blade material having a blade portion and a root portion, and the turbine blade preform is a portion that is forged into a blade portion. The turbine blade preform is provided with a main body part integrally formed with the root part, and projecting parts protruding in the axial direction at both ends in the axial direction of the main body part.
Moreover, it is preferable that the said projection part is joined to the said main-body part.
Moreover, it is preferable that the projections are joined by fitting with screws and / or welding.
Furthermore, it is preferable that the material of the main body is a Ti alloy.
また本発明は、タービンブレード用予備成形体を熱間鍛造型に配置して、熱間鍛造を行い、翼部と根部とを有するタービンブレード用素材を製造する方法であって、前記タービンブレード用予備成形体は、熱間鍛造されて翼部になる部分と根部になる部分とが一体に成形されており、軸方向に厚みの異なる部分を有する本体部と、前記軸方向の両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部が形成されており、前記熱間鍛造型は上型と下型とを有し、タービンブレードの翼部と根部を形成する型彫り面が形成されており、前記下型にはタービンブレード用予備成形体を配置したときに前記突起部が配置される位置決め溝を有し、前記突起部を前記位置決め溝に配置して、前記タービンブレード用予備成形体を前記下型に配置し、前記上型の押圧により熱間鍛造を行うタービンブレードの製造方法である。
また、前記本体部の材質がＴｉ合金であることが好ましい。The present invention also relates to a method for producing a turbine blade material having a blade portion and a root portion by arranging a preform for a turbine blade in a hot forging die, performing hot forging, and for the turbine blade. The pre-formed body is formed by integrally forming a portion that becomes a wing portion and a portion that becomes a wing portion by hot forging, and a main body portion having portions having different thicknesses in the axial direction, and both end portions in the axial direction. Protrusions projecting in the axial direction are formed, the hot forging die has an upper die and a lower die, and a die engraved surface forming a blade portion and a root portion of the turbine blade is formed, The lower mold has a positioning groove in which the protrusion is disposed when the turbine blade preform is disposed. The protrusion is disposed in the positioning groove, and the turbine blade preform is disposed in the lower mold. Place on the mold and press the upper mold It is a manufacturing method of a turbine blade to perform more hot forging.
The material of the main body is preferably a Ti alloy.
本発明のタービンブレード用予備成形体によれば、予備成形体の本体部の長手方向の軸となる両方の箇所に熱間鍛造位置を決める位置決め部が形成されていることから、鍛造中に予備成形体が位置ずれをおこすおそれがない。そのため、本発明のタービンブレード用予備成形体を用いて熱間鍛造を行うと、欠肉等の欠陥を防止するとともに、予備成形体の重量も軽減でき、歩留まりを向上させることができる。 According to the preform for a turbine blade of the present invention, since the positioning portions for determining the hot forging position are formed at both locations that are the longitudinal axes of the main body of the preform, There is no possibility that the molded body will be displaced. Therefore, when hot forging is performed using the turbine blade preform of the present invention, defects such as undercutting can be prevented, the weight of the preform can be reduced, and the yield can be improved.
本発明を図面を用いて詳しく説明する。
図１は本発明の一例を示すタービンブレード用予備成形体１の模式図である。このタービンブレード用予備成形体１は、熱間鍛造によって翼部になる部分と根部になる部分とが一体に成形されており、軸方向に径の異なる部分を有する本体部２と、前記本体部両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部３が形成されている。なお、軸方向とは図１に示すように、タービンブレード用予備成形体１の中心軸の方向を言う。なお、軸方向に厚みの異なる部分は、前記の翼部と根部に成形するために径が変化している場所である。
軸方向の両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部３が形成されている。該突起部３は、図２に示す下型４に設けられた位置決め溝５に設置される。位置決め溝５は、予め、熱間鍛造によって欠肉等の欠陥を生じない箇所に設けられている。そして、突起部３によって、熱間鍛造前にタービンブレード用予備成形体１を所定の位置に載置し、更に、熱間鍛造時にタービンブレード用予備成形体１が熱間鍛造型内で位置ずれを起こすのを防止する。特に、数万トン規模の大きな荷重で、しかも、１ブローで製造しようとすると、熱間鍛造型（上型及び下型）内で、狙い通りの場所から順次押圧が開始されなければ、欠肉等の欠陥となり易い。これを防止するため、熱間鍛造用金型の所望の位置に載置し、熱間鍛造時には所望の押圧場所から順序良く熱間鍛造を行うために、突起部の形成は必要不可欠である。The present invention will be described in detail with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic view of a turbine blade preform 1 showing an example of the present invention. The turbine blade preform 1 is formed by integrally forming a portion that becomes a wing portion and a portion that becomes a root portion by hot forging, and a main body portion 2 having portions having different diameters in the axial direction. Projections 3 projecting in the axial direction are formed at both ends. The axial direction means the direction of the central axis of the turbine blade preform 1 as shown in FIG. In addition, the part from which thickness differs in an axial direction is a place where the diameter is changing in order to shape | mold into the said wing | blade part and a root part.
Protrusions 3 projecting in the axial direction are formed at both ends in the axial direction. The protrusion 3 is installed in a
前述の突起部の形成は、本体部とは別な部品として本体部に接合するのが好ましい。本発明の突起部は、所謂“つかみ代”とは異なり、“位置決め用部材”として機能するものである。そのため、所定の場所に突起部を設けることが重要となる。例えば、熱間鍛造等の熱間加工で本体部と突起部とを一体物として成形しようとすると、突起部が本体部の所望の位置から外れる可能性が高くなる。これに対し、別な部品として本体部に接合すると、確実に所望の位置に突起部を接合することができる。なお、別部品の突起部を本体部に接合する位置は、突起部が接合する面側の本体部の中心位置であれば良い。好ましくは、本体部の中心軸上に接合するのが良い。これにより、より確実に位置ずれを防止し、欠肉等の欠陥を防止することが可能となる。
また、突起部の材質としては、本体部の材質と同一とするのが好ましい。これは、突起部は熱間鍛造後のタービンブレード用素材からバリとともに除去されたとき、バリと共にリサイクルの原料として再利用することができるためである。
また、突起部の接合の方法としては、ネジによる嵌め合わせ、或いは／更に、溶接によって接合するのが簡便である。勿論、ネジによる嵌め合せの後、溶接を行っても良い。また、溶接のみで突起部を接合する場合は、生産性を高めることが可能な摩擦圧接を適用するのが好ましい。
なお、突起部の寸法は、直径が４０ｍｍ以上の円柱状のものであれば良い。円柱状とするのは、熱間鍛造用金型に形成された位置決め溝への載置が容易であるためである。また、過度に突起部の直径が細くなると、タービンブレード用予備成形体の熱間鍛造温度への加熱時に撓み等の変形を生じるおそれがある。そのため、突起部の直径は４０ｍｍ以上が良い。突起部の直径の上限は特に限定しないが、５０ｍｍ以下であれば十分である。突起部は位置決めと、熱間鍛造開始後に熱間鍛造用金型の所望の位置に本体部を設置するものであるため、過度に太い直径の突起部を用いてもコストを上昇させるだけである。
上述する本発明の本体部はＴｉ合金であることが好ましい。Ｔｉ合金製のタービンブレードは、今後ますます長翼化、大型化することが予想されることから、本発明のタービンブレード用予備成形体の適用が好適である。
なお、本発明で言う熱間鍛造とは、熱間プレス、ホットダイ鍛造、恒温鍛造を含むものとする。It is preferable that the formation of the above-described protrusion is joined to the main body as a component different from the main body. Unlike the so-called “gripping allowance”, the protrusion of the present invention functions as a “positioning member”. Therefore, it is important to provide a protrusion at a predetermined location. For example, if it is attempted to form the main body portion and the protruding portion as a single body by hot working such as hot forging, the possibility that the protruding portion is detached from a desired position of the main body portion is increased. On the other hand, if it joins to a main-body part as another component, a projection part can be reliably joined to a desired position. In addition, the position which joins the projection part of another component to a main-body part should just be a center position of the main body part of the surface side which a projection part joins. Preferably, it is good to join on the central axis of a main-body part. As a result, it is possible to more reliably prevent misalignment and prevent defects such as lack of thickness.
The material of the protrusion is preferably the same as that of the main body. This is because when the protrusion is removed together with the burr from the turbine blade material after hot forging, it can be reused as a recycling material together with the burr.
In addition, as a method of joining the protrusions, it is easy to fit them by screws or / or by welding. Of course, welding may be performed after fitting with screws. Moreover, when joining a projection part only by welding, it is preferable to apply the friction welding which can improve productivity.
In addition, the dimension of a projection part should just be a cylindrical thing with a diameter of 40 mm or more. The reason for the columnar shape is that it can be easily placed in the positioning groove formed in the hot forging die. In addition, if the diameter of the protrusion is excessively thin, there is a risk of deformation such as bending when the turbine blade preform is heated to the hot forging temperature. Therefore, the diameter of the protrusion is preferably 40 mm or more. The upper limit of the diameter of the protrusion is not particularly limited, but it is sufficient if it is 50 mm or less. Since the protrusion is for positioning and positioning the main body at a desired position of the hot forging die after the start of hot forging, the use of an excessively large diameter protrusion only increases the cost. .
The main body of the present invention described above is preferably a Ti alloy. Since turbine blades made of Ti alloy are expected to become longer blades and larger in the future, it is preferable to apply the preform for a turbine blade of the present invention.
The hot forging referred to in the present invention includes hot pressing, hot die forging, and isothermal forging.
本発明のタービンブレードの製造方法について実施例で示しながら説明する。
先ず、図１に示すようなタービンブレード用予備成形体１を２本用意した。材質は２本ともＴｉ合金である。５０インチクラスのタービンブレード用予備成形体１は、本体部２の断面形状を円形状とし、翼部と根部に成形するために体積を変化させた形状である。なお、今回の実施例では、断面形状を円形状としたが、例えば、更に長尺のタービンブレード用素材を得ようとすると、断面は矩形状であっても良い。
前記のタービンブレード予備成形体のうち、１本については本体部１の中心軸の延長線上の翼部側端面と根部側端面にネジ加工を行った。更に、突起部とする直径が４０ｍｍの円筒状のＴｉ合金製の突起部３にもネジ加工を行って、本体部と突起部とをネジ止めし、更に溶接を行って、本体部２と突起部３とを接合させて、タービンブレード用予備成形体１とした。なお、突起部のＴｉ合金と本体部のＴｉ合金は共に同一組成である。
また、前記のタービンブレード予備成形体のうち、残りの１本については本体部１の中心軸の延長線上の翼部側端面と根部側端面を研削して、直径が４０ｍｍの円筒状の突起部用のＴｉ合金を摩擦圧接にて本体部２と接合させて、本体部１の中心軸の延長線上に突起部を有するタービンブレード用予備成形体１とした。摩擦圧接を適用したものは、前記のネジ止めしたものと比較し、ネジ加工工程が省略でき、工数削減となった。なお、突起部のＴｉ合金と本体部のＴｉ合金は共に同一組成である。A method for manufacturing a turbine blade of the present invention will be described with reference to examples.
First, two turbine blade preforms 1 as shown in FIG. 1 were prepared. The two materials are Ti alloys. The 50-inch class turbine blade preform 1 has a shape in which the cross-sectional shape of the main body portion 2 is circular, and the volume is changed in order to form the blade portion and the root portion. In the present embodiment, the cross-sectional shape is circular. However, for example, when obtaining a longer turbine blade material, the cross-section may be rectangular.
One of the turbine blade preforms was threaded on the blade-side end surface and the root-side end surface on the extension line of the central axis of the main body 1. Further, the cylindrical Ti alloy projecting portion 3 having a diameter of 40 mm as the projecting portion is also threaded, the main body portion and the projecting portion are screwed, and further welded, so that the main body portion 2 and the projecting portion are formed. The part 3 was joined to form a turbine blade preform 1. Note that the Ti alloy of the protrusion and the Ti alloy of the main body have the same composition.
Further, the remaining one of the turbine blade preforms is a cylindrical projection having a diameter of 40 mm by grinding the blade-side end surface and the root-side end surface on the extension line of the central axis of the main body 1. The Ti alloy for use was joined to the main body portion 2 by friction welding to form a preform 1 for a turbine blade having a protrusion on the extension line of the central axis of the main body portion 1. Compared with the screwed one, the one using the friction welding can omit the screw machining step and reduce man-hours. Note that the Ti alloy of the protrusion and the Ti alloy of the main body have the same composition.
次に、熱間鍛造型（上型と下型）を用意した。１ブローの熱間鍛造にて、ニアネット形状のタービンブレード用素材とするため、熱間鍛造型翼部と根部を形成する型彫り面が形成されたものを用いた。このとき、図２（上面図、側面図）に示すように、下型４にはタービンブレード用予備成形体１を配置したときに前記突起部３が配置される位置決め溝５を有するものを用いた。
次に、前記のタービンブレード用予備成形体に潤滑剤を被覆し、鍛造温度９４０℃に加熱して、タービンブレード用予備成形体１の突起部３を位置決め溝５に配置するようにタービンブレード用予備成形体１を下型４に配置した。配置後の状態は図２に示すような状態であった。なお、加熱時に突起部の変形は生じなかった。
続いて、上型（図示しない）の押圧により１ブローで熱間鍛造を行った。熱間鍛造は本体部と突起部とをネジ止めしたタービンブレード用予備成形体から開始し、次に本体部と突起部とを摩擦圧接したタービンブレード用予備成形体の順に行った。用いた熱間鍛造機は最大荷重が５万トンの大型熱間鍛造機である。熱間鍛造中に突起部の観察を行ったが、特に熱間鍛造中にタービンブレード用予備成形体が位置ずれを起こした形跡は見られず、所望の形状のタービンブレード用素材を得ることができた。なお、本体部と突起部との接合方法の差異に関係なく、バリは５０ｍｍ程度はみだしおり、その厚さが８ｍｍ程度であり、歩留まりも良好であった。また、熱間鍛造時の荷重も４万トン程度であり、問題なく熱間鍛造が行えた。
この作業を複数回実施したが、何れのタービンブレード用素材も欠陥なく熱間鍛造が行えた。Next, hot forging dies (upper die and lower die) were prepared. In order to obtain a near-net-shaped turbine blade material by one-blow hot forging, a hot-forged die blade and a die-carved surface forming a root were used. At this time, as shown in FIG. 2 (top view, side view), the lower mold 4 has a
Next, the turbine blade preform is coated with a lubricant, heated to a forging temperature of 940 ° C., and the projection 3 of the turbine blade preform 1 is disposed in the
Subsequently, hot forging was performed with one blow by pressing an upper die (not shown). Hot forging was started from a turbine blade preform in which the main body and the protrusion were screwed, followed by a turbine blade preform in which the main body and the protrusion were friction welded. The hot forging machine used is a large hot forging machine with a maximum load of 50,000 tons. Projections were observed during hot forging, but there was no evidence of misalignment of the turbine blade preform during hot forging, and a turbine blade material with a desired shape could be obtained. did it. Regardless of the difference in the joining method between the main body and the protrusion, the burr protrudes about 50 mm, the thickness is about 8 mm, and the yield is good. Moreover, the load at the time of hot forging was about 40,000 tons, and hot forging could be performed without any problem.
Although this operation was carried out a plurality of times, any of the turbine blade materials could be hot forged without any defects.
以上の結果から、予備成形体の本体部の長手方向の軸となる両方の箇所に熱間鍛造位置を決める位置決め部が形成されていることから、鍛造中に予備成形体が位置ずれをおこすこともなく、欠肉等の欠陥を防止することができる。また、予備成形体の重量も軽減でき、歩留まりを向上させることができることは明らかである。 From the above results, since the positioning portions that determine the hot forging position are formed at both locations that are the longitudinal axes of the main body portion of the preform, the preform is displaced during forging. In addition, defects such as lacking can be prevented. It is also clear that the weight of the preform can be reduced and the yield can be improved.
１ タービンブレード用予備成形体
２ 本体部
３ 突起部
４ 下型
５ 位置決め溝
1 Preliminary body for turbine blade 2 Main body 3 Projection 4
Claims (6)
前記タービンブレード用予備成形体は、熱間鍛造されて翼部になる部分と根部になる部分とが一体に成形されており、軸方向に厚みの異なる部分を有する本体部と、前記軸方向の両端部にはそれぞれ軸方向に突出する突起部が形成されており、
前記熱間鍛造型は上型と下型とを有し、タービンブレードの翼部と根部を形成する型彫り面が形成されており、前記下型にはタービンブレード用予備成形体を配置したときに前記突起部が配置される位置決め溝を有し、
前記突起部を前記位置決め溝に配置して、前記タービンブレード用予備成形体を前記下型に配置し、前記上型の押圧により熱間鍛造を行うことを特徴とするタービンブレードの製造方法。A method for producing a turbine blade having a blade portion and a root portion by arranging a preform for a turbine blade in a hot forging die, performing hot forging,
The turbine blade preform is formed by integrally forming a portion that is hot forged to become a wing portion and a portion that becomes a root portion, and has a body portion having a portion having a different thickness in the axial direction, and the axial direction portion. Projections projecting in the axial direction are formed at both ends,
The hot forging die has an upper die and a lower die, and a die engraved surface that forms a blade portion and a root portion of the turbine blade is formed. When a preform for a turbine blade is disposed on the lower die A positioning groove in which the protrusion is disposed,
A method for manufacturing a turbine blade, comprising: arranging the protrusion in the positioning groove; arranging the preform for the turbine blade in the lower die; and performing hot forging by pressing the upper die.
The method for manufacturing a turbine blade according to claim 5, wherein a material of the main body is a Ti alloy.
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