ISSN 1880-3660
航空機工業の競争力強化に関する調査研究
成 果
報
告
書
No.2212
チタン基複合材（TMC)の降着装置部品の
実用化研究
2011年 3月
社団法人
日本航空宇宙工業会
革新航空機技術開発センター
ま え が き
日本航空宇宙工業会は、平成２２年度事業の一つとして、（財）JKA から補助金の交付を得
て、「航空機工業の国際競争力強化に関する調査研究（次世代航空機・航空機用新素材）」およ
び「環境調和型航空機技術に関する調査研究」を下表のように実施した。
研究の実施に対し、その実現と推進にご尽力賜った経済産業省ならびに（財）JKA のご関係者
に厚くお礼申し上げる。
平成２３年３月
社団法人 日本航空宇宙工業会
革新航空機技術開発センター
平成２２年度委託研究登録番号（報告書No.）一覧
No.
報告書
No.
分野
1
2201
推進
次世代
航空機
継続
航空用エンジンにおけるファンへの着氷低減技術
㈱ IHI
の研究
2
2202
制御
次世代
航空機
継続
全舵面不作動時の推力による代替飛行制御技術
に関する研究
3
2203 機体/空力
次世代
航空機
継続 ヘリコプター用ブレードの低コスト製造方法の研究 川崎重工業㈱
4
2204 機体/空力
航空機用
継続 高性能複合材成形治具の研究
新素材
三菱重工業㈱
㈱ジーエイチクラフト
5
2205 機体/空力
航空機用
高強度ステンレス鋼の実機適用推進と改良開発
継続
新素材
に関する研究
住友精密工業㈱
日立金属㈱
6
2206 機体/空力 環境調和 継続 軽量ファイバーメタルの研究
7
2207 機体/空力 環境調和 継続
8
2208
推進
9
2209
推進
次世代
航空機
新規
航空エンジンにおける回転体の光学式ひずみ
・振動計測技術の研究
㈱ IHI
10
2210
制御
次世代
航空機
新規
リージョナルジェット機を対象としたダイナミック
インバージョン飛行制御技術に関する研究
三菱重工業㈱
11
2211
機体空力
・制御
次世代
航空機
新規
Integrated Fault/Damage Detection and Isolation
（IFDDI）技術に関する研究
三菱重工業㈱
12
2212
機体空力
航空機用
チタン基複合材（TMC)の降着装置部品の
新規
新素材
実用化研究
住友精密工業㈱
13
2213
機体空力
航空機用
新規 革新的軽量金属構造材料の研究
新素材
富士重工業㈱
14
2214
機体空力 環境調和 新規 航空機HLD騒音低減技術の研究
川崎重工業㈱
15
2215
機体空力 環境調和 新規
16
2216
推進
技術
継続
カテゴリー 新規
研究名
チタン合金板材の局所加熱による複雑形状成形
技術の研究
環境調和 継続 高耐食性アルミダブルフレキシブルコアの研究
環境調和 新規
委託会社
三菱重工業㈱
富士重工業㈱
日本飛行機㈱
昭和飛行機工業㈱
最適化技術を応用した高揚力装置の設計技術
開発
川崎重工業㈱
日本飛行機㈱
航空エンジンのタービン翼に適用する冷却空気
削減技術の研究
㈱ IHI
チタン基複合材（TMC)の降着装置部品の
実用化研究
調査研究委託会社 住友精密工業㈱
目次
第1章
研究の概要.......................................................................................................................1
1.1
研究目的 ..................................................................................................................................1
1.2
実施期間等 ..............................................................................................................................2
1.2.1
実施期間 ..............................................................................................................................2
1.2.2
実施場所 ..............................................................................................................................2
1.2.3
研究主務者 ..........................................................................................................................3
1.3
実施内容 ..................................................................................................................................3
1.4
成果概要 ..................................................................................................................................4
1.4.1
材料特性データベース取得の実施...................................................................................4
1.4.2
TMCのFOD特性評価 ..........................................................................................................5
1.4.3
非破壊検査手法の評価.......................................................................................................5
1.4.4
降着装置部品への適用検討...............................................................................................6
1.5
所見 ..........................................................................................................................................6
第2章
2.1
研究の内容.......................................................................................................................7
研究目的 ..................................................................................................................................7
2.1.1
研究背景 ..............................................................................................................................7
2.1.2
平成 17 年～18 年度研究の成果と課題 4), 5) ..................................................................10
2.2
2.2.1
2.3
2.3.1
2.4
2.4.1
2.5
メタル・マトリックス複合材.............................................................................................13
メタル・マトリックス複合材.........................................................................................13
固体化プロセス.....................................................................................................................16
HIP ......................................................................................................................................16
複合材作製 ............................................................................................................................17
作製手順 ............................................................................................................................17
テストパネル素材特性.........................................................................................................19
2.5.1
供試体構成 ........................................................................................................................19
2.5.2
組織観察結果.....................................................................................................................20
2.6
X線残留応力測定..................................................................................................................23
2.7
引張試験特性 ........................................................................................................................27
2.7.1
2.8
2.8.1
引張強度試験.....................................................................................................................27
圧縮強度特性 ........................................................................................................................34
圧縮強度試験条件.............................................................................................................34
i
2.8.2
圧縮弾性率試験条件.........................................................................................................35
2.8.3
試験結果及び考察.............................................................................................................36
2.9
疲労特性 ................................................................................................................................38
2.9.1
疲労試験 ............................................................................................................................38
2.10
FOD特性 ............................................................................................................................47
2.10.1
予備試験 ........................................................................................................................47
2.10.2
TMC試験............................................................................................................................49
2.11
非破壊検査手法の検討.....................................................................................................57
2.11.1
Pre-Study.........................................................................................................................57
2.11.2
FOD試験供試体観察結果.............................................................................................62
2.12
降着装置部品への適用検討.............................................................................................66
2.12.1
材料特性比較.................................................................................................................66
2.12.2
部品選定 ........................................................................................................................67
2.12.3
降着部品の設計検討.....................................................................................................69
2.12.4
重量比較 ........................................................................................................................75
2.13
結論 ....................................................................................................................................77
第3章
問題点と今後の課題.....................................................................................................79
3.1
設計上の課題 ........................................................................................................................79
3.2
プロセス上の課題.................................................................................................................79
3.3
その他・コスト・市場性の課題.........................................................................................79
第4章
関連事項調査.................................................................................................................82
4.1
関連特許 ................................................................................................................................82
4.2
参考技術文献 ........................................................................................................................82
ii
図目次
図 1.4.1-1 疲労試験結果...........................................................................................................................5
図 2.1.1-1 B787 主脚のCFRP製サイド・ステイ(第 48 回パリ・エアショーより) ...........................8
図 2.1.1-2 CAI試験片(擬似当方)の衝撃印加後の超音波探傷試験結果...............................................9
図 2.3.1-1 HIP工程概念図 .......................................................................................................................16
図 2.4.1-1 積層状態.................................................................................................................................17
図 2.4.1-2 カプセル状態.........................................................................................................................17
図 2.6-1 残留応力測定箇所..................................................................................................................23
図 2.6-2
Tiに対するX線残留応力の検出深さ....................................................................................24
図 2.6-3 各テストパネルの残留応力（繊維平行方向） ..................................................................26
図 2.6-4 各テストパネルの残留応力（繊維直角方向） ..................................................................26
図 2.7.1-1 各供試体の応力－歪曲線 ...................................................................................................29
図 2.8.1-1 圧縮試験冶具 （Celanese法）...........................................................................................35
図 2.9.1-1 S-N線図 ................................................................................................................................40
図 2.9.1-2 SPS焼結によるTMCのS-N線図 4) .....................................................................................40
図 2.10.1-1 衝撃試験機.........................................................................................................................47
図 2.10.2-1 Full-withoutへの衝撃印加時の反力及びエネルギーの経時変化 .................................55
図 2.10.2-2 Full-withへの衝撃印加時の反力及びエネルギーの経時変化.......................................56
図 2.11.1-1 高調波画像化法検査結果 .................................................................................................61
図 2.11.2-1 衝撃印加前検査結果 .........................................................................................................62
図 2.11.2-2 供試体Full-without検査結果 .............................................................................................63
図 2.11.2-3 供試体Full-with検査結果 ..................................................................................................64
図 2.11.2-4 供試体Full-without(70J印加) 断面検査結果 ...................................................................65
図 2.11.2-5 試体Full-with(70J印加) 断面検査結果 ............................................................................65
図 2.12.1-1 TMCと金属材料との比強度・比剛性の比較.................................................................66
図 2.12.2-1 降着装置の主要構成部品と負荷される荷重 .................................................................68
図 2.12.3-1 TMC Side Stay形状 ............................................................................................................71
図 2.12.3-2 クレビスエンド部インターフェイス寸法 .....................................................................72
図 2.12.4-1 Side Stay 重量比較............................................................................................................76
図 3.3-1 ボーイング社旅客機の機体材料構成の変化 ........................................................................80
iii
表目次
表 1.4.1-1 各供試体構成.........................................................................................................................4
表 2.5.1-1 各供試体構成.......................................................................................................................19
表 2.6-1 各テストパネルの残留応力 ..................................................................................................25
表 2.7.1-1 引張試験結果.......................................................................................................................28
表 2.7.1-2 理論値との引張強度比較 ...................................................................................................30
表 2.8.3-1 圧縮試験結果.......................................................................................................................36
表 2.9.1-1 疲労試験結果.......................................................................................................................39
表 2.10.2-1 クラック長さ（衝撃印加裏面） .......................................................................................51
表 2.12.3-1 HIP焼結したTi-3Al-2.5V の物性(引張強度) ..................................................................71
表 2.12.3-2 HIP焼結したTMCの物性..................................................................................................71
表 2.12.3-3 HIP焼結したTi-6Al-4V の物性(引張) .............................................................................72
写真目次
写真 2.2.1-1 シート状強化...................................................................................................................13
写真 2.2.1-2 SiC繊維断面.....................................................................................................................14
写真 2.2.1-3 TMC断面 断面 4) ............................................................................................................14
写真 2.5.2-1 断面組織観察（繊維直角方向） ...................................................................................20
写真 2.7.1-1 引張試験片供試体形状 ...................................................................................................27
写真 2.7.1-2 Full-with、L方向引張試験供試体 破断外観................................................................31
写真 2.7.1-3 破面観察...........................................................................................................................31
写真 2.7.1-4 破面観察（拡大）...........................................................................................................32
写真 2.7.1-5 破面観察（拡大）...........................................................................................................32
写真 2.7.1-6 破面観察（拡大）...........................................................................................................33
写真 2.7.1-7 Full-with、T方向引張試験供試体 破面観察................................................................33
写真 2.8.1-1 圧縮強度測定用供試体形状 ...........................................................................................34
写真 2.8.2-1 圧縮弾性率測定用供試体形状 .......................................................................................36
写真 2.8.3-1 圧縮強度試験 破壊外観（供試体No.1） .....................................................................37
写真 2.8.3-2 圧縮強度試験 破壊外観（供試体No.2） .....................................................................37
写真 2.9.1-1 疲労試験供試体形状.......................................................................................................38
iv
写真 2.9.1-2 低サイクル疲労破面（マイクロ観察） .......................................................................41
写真 2.9.1-3 高サイクル疲労破面（マイクロ観察） .......................................................................42
写真 2.9.1-4 高サイクル疲労破面（拡大） .......................................................................................42
写真 2.9.1-5 低サイクル疲労破面（起点部拡大） ...........................................................................43
写真 2.9.1-6 低サイクル疲労破面（疲労縞） ...................................................................................43
写真 2.9.1-7 高サイクル疲労破面（拡大） .......................................................................................44
写真 2.9.1-8 高サイクル疲労破面（起点部拡大） ...........................................................................44
写真 2.9.1-9 高サイクル疲労破面（疲労縞） ...................................................................................45
写真 2.9.1-10 供試体Half-with 疲労破面 .............................................................................................46
写真 2.9.1-11 供試体Half-with 疲労破（起点部拡大）......................................................................46
写真 2.10.1-1 300M試験後試験片 .......................................................................................................48
写真 2.10.1-2
Ti-6Al-4V合金試験後試験片 ........................................................................................48
写真 2.10.1-3 7075-T7351 合金試験後試験片 ....................................................................................49
写真 2.10.2-1 衝撃試験 供試体...........................................................................................................50
写真 2.10.2-2 Full-without試験後供試体 .............................................................................................52
写真 2.10.2-3 Full-with試験後供試体 ..................................................................................................53
写真 2.11.1-1 Ｘ線CT撮影装置............................................................................................................57
写真 2.11.1-2 X線CT横断面写真（健全部） .....................................................................................58
写真 2.11.1-3 X線CT縦断面写真（健全部） .....................................................................................59
写真 2.11.1-4 X線CT横断面写真（破断部近傍） .............................................................................59
写真 2.11.1-5 高調波画像化法検査装置 .............................................................................................60
v
略語集 ‐Abbreviation‐
AMS
Aerospace Material Standards
航空宇宙用材料規格
ASTM
American Society for Testing and Materials
米国材料試験協会
CT
Computed Tomography
コンピュータ断層撮影法
CVD
Chemical Vapor Deposition
化学蒸着
FOD
Foreign Object Damage
異物衝突損傷
HIP
Hot Isostatic Pressing
熱間等方加圧加工
HP
Hot Press
熱間加圧加工
JIS
Japanese Industrial Standard
日本工業規格
LCC
Life Cycle Cost
製品全寿命に関連する費用
MMC
Metal Matrix Composite
金属基複合材料
PVD
Physical Vapor Deposition
物理蒸着
RTCA
Radio Technical Commission for Aeronautics
航空通信技術委員会
SAE
Society of Automotive Engineering
米国自動車技術会
SACMA
Suppliers of Advanced Composite Materials
Association
SPS
Spark Plasma Sintering
プラズマ放電焼結
STA
Solution Treated and Aged
溶体化時効処理
STD
Standard deviation
標準偏差
TMC
Titanium Matrix Composite
チタン基複合材料
Vf
Fiber Volumetric Content
繊維体積含有率
vi
第1章
1.1
研究の概要
研究目的
経済産業省が公開している技術戦略マップ 2010 年各分野ファイル 1) に公開されている航
空機分野ロードマップには、装備品(システム)技術の中の「低燃費・機体重量低減技術」と
して航空機用降着装置の軽量化材料技術の革新的開発として「複合材料」の必要性がうた
われており 2020 年までに型式認証を含めた技術検証の必要性が挙げられている。
現在、降着装置構造部材の主要材料は 300M（AMS6257）2) と呼ばれる超高張力鋼である。
切り欠き感受性や、応力腐食感受性の高い材料であるが故に、正しい設計ならびに製造・
プロセスを適用するとともに、運用時には、耐食性を維持するための定期的な整備が要求
されている。それ故、近年の整備コスト低減の観点から、300M 以外の材料として高強度チ
タン合金の適用が大型民間機では進んでいる。同時に、更なる降着装置構造の軽量化を目
指して複合材料の適用 3) も検討されている。実用化面では B787 の降着装置開発でフランス
Safran Group の Messier-Dowty 社が Side Stay と呼ばれる構造部材に CFRP 構造を世界に先駆
けて実用化した。更に、2010 年ファンボロー・エアショーで米国脚メーカ Goodrich 社がオ
ランダの Fokker Landing Gear 社と共同でロッキードマーチンが開発中の戦闘機 F-35
Lightning II 用主脚ドラッグ・ビームの CFRP 化を行い、整備コスト低減等ライフサクルル・
コストの低減を目指すと発表している。
近年の技術動向から、降着装置の複合材化適用事例が更に進むものと想定し、日本でも
降着装置の複合材化研究の継続的実施が必要と判断しており、H17 年度から 2 年間革新航空
機技術開発センター委託研究として「メタル・マトリックス複合材の脚部品への適用研究」
を行った。4), 5) この時の研究成果では、採用した焼結プロセス上の制約から 150 席クラスの
降着装置を想定した実機スケールモデルの製作は困難との結論がだされた。しかしながら、
上記技術動向に刺激され H20 年度から自社独自に降着装置構造部材への複合材料の適用を
念頭に、前述の世界動向を考慮の上、炭素繊維複合材（CFRP）の研究を再開した。降着装
置構造部材の場合、主たる荷重が圧縮荷重であることに加え構造上ピン結合が必要となる
ために、ピン接合部の構造が必要とされる。このため、CFRP に対する要素試験として次の
2 つの試験評価を行った。
(1) CAI（Compression After Impact）試験
(2) ピン結合部ベアリング強度試験
-1-
上記試験結果から得られた結論は CFRP 技術では、アルミ合金あるいはそれ以下の強度し
か得られないことから、部材そのものの軽量化は実現できても、ピン結合部の体積増への
インパクトが大きく、また形状にも制約をうけることから降着装置構造全体として重量軽
減効果が得られない可能性があると結論づけられた。加えて、ベアリング強度から想定さ
れるピン結合部の肉厚が 30mm 程度の厚肉構造となる。このような厚肉の CFRP は FOD に
よって衝撃を受けた場合一般の金属と異な層間剥離などの欠陥が内部に介在し外観では発
見できないという大きな問題を持つことがわかり、現有技術で CFRP の脚構造部材への適用
は技術的革新性はあるものの、材料強度信頼性に対するリスクも同時に保有すると理解し
た。
これに代わる複合材料技術として着目したのは H17～H18 年度に実施した金属基複合材
である。金属基複合材は、1980 年代に超音速旅客機の軽量化耐熱構造部材として外板への
適用を目的に日本を含めた世界で沢山の研究がなされ
6) ,7)
、それなりの多くのデータベー
スが蓄積された。当時降着装置への適用検討も当時なされたが
8), 9)
、その後超音速旅客機
の開発研究が下火になり、金属基複合材の研究も一旦終了することになった。本研究では、
H17～H18 年度に実施した研究成果を活用にして、金属に近い特性を有し、高比強度、低
LCC (Life Cycle Cost) 及び環境適合性が期待されるメタル・マトリックス複合材 (MMC:
Metal Matrix Composite) を対象として降着装置主要構造部品への実機適用を目指した量産
化技術を構築することを目的とする。具体的には、チタン基複合材（Titanium Metal Matrix
Composite 以下 TMC と略す）の降着装置部材への適用を前提に、TMC で構成される部材
構造に対する材料特性の把握、ならびに CFRP の弱点である耐 FOD 特性の調査、耐雷性の
調査、取得した基本特性データを基に実機搭載を目標にした試作品を製作・評価し、脚構
造に適した部材製作に関する量産化のための生産技術の研究を行うことを目的とする。
1.2 実施期間等
1.2.1 実施期間
平成 22 年 6 月～平成 23 年 3 月
1.2.2 実施場所
事業所：
住友精密工業株式会社
住
〒660-0891
所：
尼崎本社・工場
兵庫県尼崎市扶桑町 1-10
-2-
電話番号：
06-6489-5837
FAX 番号：
06-6489-5865
1.2.3 研究主務者
住友精密工業株式会社
航空宇宙技術部
部長
岩井
昭二
開発課 課長
熊田
俊之
開発課 課員
古屋
徹
創事業研究部
複合材料実用化 G
G長
高橋
教雄
マネージャ
吉田
啓
マネージャ
佐藤
豊宏
G員
藤原
昂太
1.3 実施内容
本年度より 2 年間にわたって下記 4 項目の研究について実施する。
(1) 材料特性データベース取得の実施
TMC 試験クーポンを試作し、マトリクス金属組織、繊維配列の評価を行う。さら
に、基本となる材料特性として引張強度、圧縮強度ならびに疲労強度データを取得す
る。
(2) TMC の FOD 特性評価
複合材を降着装置に適用する場合に特に問題となる FOD 特性を把握するために、
TMC 試験クーポンを試作し、基本となる衝撃試験を実施して FOD 特性データを取得
し、在来材料との比較検討を行う。
(3) 実機サイズ・モデル試設計
記(1)､(2)項で得られたデータをもとに、実用化が最も近いと予想される降着装置の
軸力部材として Side Stay の試設計を行う。
-3-
(4) 実用化検証
量産化に向けて製造コストを含めた実用化課題の把握と解決策の検討を行う。
本年度は初年度として(1)､(2)ならびに(3)項の研究を実施する。
1.4 成果概要
1.4.1 材料特性データベース取得の実施
表 1.4.1-1に示す 4 種類のテストパネルをHIP法により製作した。TMC単一素材（以下TMC
材）の材料特性を評価するとともに、実構造において想定されるTMC/Ti境界部における
繊維端部の評価及び表層に設けるチタン層（以下 スキン層）の評価を行った。
表 1.4.1-1 各供試体構成
供試体構成
評価対象
TMC 部分の材料特性
実体を模擬した TMC 部分の材料特性
TMC＋Ti 境界部分の材料特性
実体を模擬した TMC＋Ti 境界部分の材料特
性
(1) 残留応力測定
HIP 後の成形品の残留応力測定の結果、過度の残留応力の発生はなく、発生してい
る残留応力も均一であり、降着装置構造部品の薄肉部材への適用が可能であることを
確認した。
(2) 引張、圧縮試験の結果
TMC 単一素材の繊維配向方向の引張強は 1450MPa を得た。また、TMC/Ti 境界部
の強度はマトリックスの強度と同等の 700MPa 程度であり、繊維端部が強度に及ぼす
影響は見られなかった。また、降着装置構造部品適用時に必要となる表層のチタン層
を設けた場合には平均強度としては低下するが、複合側を用いることにより強度予測
-4-
は可能であることがわかった。
(3) 疲労試験
４種類のサンプルに対して 1E+6 を上限としたＳ－Ｎ曲線を得た。TMC/Ti マトリ
ックス境界部の疲労特性はマトリックス材の疲労特性と同等であり、繊維端部が影響
する疲労特性の低下は見られなかった。なお、破面観察の結果、疲労破壊の起点は繊
維とマトリックスとの界面となっていることを確認した。
1400
最大応力 ,MPa
1000
800
300M
TMC
1200
Ti-6Al-4V (STA)
Ti--6Al-4V (ANN)
600
TMC/Ti
400
200
0
1.00E+03
1.00E+04
1.00E+05
1.00E+06
1.00E+07
破断繰返し数 N cycles
図 1.4.1-1 疲労試験結果
1.4.2 TMCのFOD特性評価
TMC 材のテストパネルに対して落錐体により衝撃を印加した。表層に設けるスキン層
が無い場合には 20J 程度の低エネルギーでもクラックが生じるが、0.4mm 程度の薄いスキ
ン層を設けることによりクラックの発生を抑えられると共に内部損傷領域を低減するこ
とが可能であることを確認した。また、損傷領域は衝撃印加部の狭い領域に留まり、大き
なエネルギーの場合には全体へのクラックとして損傷が発生することを把握した。
1.4.3 非破壊検査手法の評価
X 線 CT、超高波画像化法を評価した結果、検査が可能であるとの目処は得られたも
のの、何れの方法も現在の既存の技術、設備レベルで充分に対応することは困難である。
-5-
X 線 CT では設備的な検討、超高波画像化法では測定結果に対する損傷状態のデータベー
スの構築が必要である。
1.4.4 降着装置部品への適用検討
座屈荷重が評定となる Side Stay への適用を検討した。TMC は中央の円筒部に適用し、
両端のクレビスエンド部はチタン合金のバルク材として重量軽減量を検討した結果、30%
以上の重量軽減が得られた。
1.5 所見
平成 22 年度の研究では HIP 法による TMC の基本的な材料特性の把握に加え、樹脂系
複合材料では特に問題となる FOD の特性を把握した。
(1) HIP 法による TMC Test Panel 試作を通じて次年度全長１ｍ程度となる実機サイズ
の降着装置主要構造部品の試作が可能であることを確認した。
(2) Ti シート材を用いた積層手法により 33%程度の高い繊維含有率を達成することに
より、高強度、高弾性率、高い疲労特性を得ることが出来た。TMC／Ti 境界部で
もマトリックスと同等の強度が得られた。
(3) 樹脂系複合材料では CAI 試験で評価される、衝撃印加後の残存強度に関して、金
属基複合材料では、その評価方法が確立されていないため衝撃印加後の内部損傷
の状態の把握を行なった。その結果、樹脂系複合材料でみられるような衝撃印加
裏面に向かって内部損傷が拡がる傾向はなく、衝撃印加部からのクラックの進展
が見られた。CFRP では製造、運用中の衝撃印加の影響を調査するのに超音波探
傷による非破壊検査を行なっているが、TMC の場合には衝撃によりクラックが発
生するため、運用中の検査を目視検査にすることも可能であると思われる。
詳細には目視で確認できる損傷と内部欠陥、残存強度の関係を把握する必要があ
る。
(4) 量産コスト推定について本年度研究では実施できなかった。今回の Test Panel 試
作に加えて次年度実機サイズの降着装置主要構造部品の試作を通じて推定するこ
ととする。
平成 23 年度は今年度得られた材料特性、設計結果を元に Side Stay の実体構造製造・
試験評価することにより TMC の実体構造への適用の可能性を評価すると共に量産時のコ
スト成立性の検討を行う。
-6-
第2章 研究の内容
2.1 研究目的
2.1.1 研究背景
航空機に対する低燃費要求が強まる情勢下、常に更なる軽量化が望まれている。降着装
置はこれまでは超高抗張力鋼を適用することにより軽量化をはかってきたが、近年におい
ても抗張力を向上させた実用レベルの新鋼材の開発は進展しておらず、また超高抗張力鋼
には重金属であるカドミウムを含む表面処理が避けられないという問題がある。そのよう
な状況から、チタン合金の降着装置主要構造部材への適用例が増加してきているが、チタ
ン合金は耐環境面からのメリットが大きいものの、比強度の増加はわずかであることから
エンドユーザからの軽量化要求を満足するのに十分とは言えない。これを解決する手段と
して大型民間機・中型機では軽量化が実現できる高強度チタン合金の採用比率が大きくな
っているが、高強度チタン合金を供給できるソースが世界で極めて限定されることから、
大型機・中型機以外は供給不安を理由に実用化が進んでいない。このような中で、抜本的
に降着装置を軽量化するためには、旧来の金属材料ではなく、複合材料を適用していくこ
とが必須であると考えられる。降着装置の使用環境は、FOD (Foreign Object Damage) や被
雷といった現象を避けて通れず、材料特性としてこれらの現象に対する複合材料の特性を
把握する必要がある。
経済産業省が公開している技術戦略マップ 2010 年各分野ファイル 1) に公開されている航
空機分野ロードマップには、装備品(システム)技術の中の「低燃費・機体重量低減技術」と
して航空機用降着装置の軽量化材料技術の革新的開発として「複合材料」の必要性がうた
われており 2020 年までに型式認証を含めた技術検証の必要性が挙げられている。
このような背景から、経済産業省が公開しているロードマップに挙げられるように降着
装置の複合材化適用事例が進むものと想定し、日本でも降着装置の複合材化研究の継続的
実施が必要と判断し、H17 年度から 2 年間革新航空機技術開発センター委託研究として「メ
タル・マトリックス複合材の脚部品への適用研究」（以下、過去の委託研究と略す。）を行
った。4) , 5) しかしながら、当時の研究成果では、焼結プロセス上の制約から例えば 150 席ク
ラスの降着装置の実機スケールモデルを製造出来ないとの結論がだされるに至った。
一方世界の技術動向は、実用化面では B787 の降着装置開発でフランス Safran Group の
Messier-Dowty 社が Side Stay と呼ばれる構造部材に CFRP 構造を世界に先駆けて実用化した。
-7-
更に、2010 年ファンボロー・エアショーで米国脚メーカ Goodrich 社が、オランダの Fokker
Landing Gear 社と共同でロッキードマーチンが開発中の戦闘機 F-35 Lightning II 用主脚ドラ
ッグ・ビームの CFRP 化を行い、整備コスト低減等ライフサクルル・コストの低減を目指す
と発表している。
787 Composite Side Stay
787 Main Landing Gear Assembly
図 2.1.1-1 B787 主脚の CFRP 製サイド・ステイ(第 48 回パリ・エアショーより)
世界の脚メーカによる上記技術動向に刺激され H20 年度から独自に降着装置構造部材へ
の複合材料適用を念頭に、前述の世界動向を考慮の上、炭素繊維複合材（CFRP）の研究を
再開した。降着装置構造部材の場合、主たる荷重が圧縮荷重であることに加え構造上ピン
結合が必要となるために、ピン接合部の構造強度の検証が必要とされる。このため、CFRP
に対する要素試験として次の 3 つの試験評価を行った。
(1) CAI（Compression After Impact）試験
擬似等方 Z 糸無し、異方性 Z 糸無し、
擬似等方で Z 糸有の 3 種類について 150 × 100
mm (JIS K 7089) 肉厚 10mm の供試体厚さに対して 6.67J/mm で設定して衝撃印
加後の残存強度は 250～300MPa となった。
(2) Impact 後の損傷状況
衝撃印加した後の外観検査では、表面上の打痕は極めて小さいにもかかわらず、
内部欠陥としてかなりの範囲にわたって層間剥離を生じることがわかった。この
ことは、製造段階･運用段階・整備段階の各フェイーズにおいて、FOD 損傷を受け
た部品の判定を困難にするものと想定すること、運用段階において FOD 損傷部位
の発見は極めて困難であることを前提に設計をすすめなければならないことを想
定することができた。
-8-
衝撃印加面
衝撃印加裏面
図 2.1.1-2 CAI 試験片(擬似当方)の衝撃印加後の超音波探傷試験結果
(3) ピン結合部ベアリング強度試験
150x60mm 肉厚 10mm、Pin 径 15mm の供試体に対して 700～600Mpa のベアリング
強度となった。
上記試験の結果から、得られた結論は CFRP 技術では、アルミ合金あるいはそれ以下の強
度しか得られないことから、部材そのものの軽量化は実現できても、ピン結合部の体積増
へのインパクトが大きく、また形状にも制約をうけることから降着装置構造全体として重
量軽減効果が得られない可能性があると結論づけられた。また、ベアリング強度から想定
されるピン結合部の肉厚が片側 30mm 程度の厚肉構造となる。このような厚肉の CFRP の
場合、FOD によって衝撃を受けると、一般の金属と異なり層間剥離などの欠陥が内部に介
在し外観では発見できないという大きな問題を持つことがわかり、現有技術で CFRP の降着
装置構造部材への適用は、技術的革新性はあるものの、材料強度信頼性に対するリスクを
保有するとの結論に至った。
これに代わる複合材料技術として着目したのは H17～H18 年度に実施した金属基複合材
である。金属基複合材は、1980 年代に超音速旅客機の軽量化耐熱構造部材として外板への
適用を目的に日本を含めた世界で沢山の研究がなされ、それなりの多くのデータベースが
蓄積されたが、その後超音速旅客機の開発研究が下火になり、金属基複合材の研究も一旦
-9-
終了することになった。本研究では、H17～H18 年度に実施した研究成果を活用ベースにし
て、金属に近い特性を有し、高比強度、低 LCC (Life Cycle Cost) 及び環境適合性が期待され
るメタル・マトリックス複合材 (MMC: Metal Matrix Composite) を対象として降着装置主要
構造部品への実機適用を目指した量産化技術を構築することを目的とする。具体的には、
チタン基複合材（Titanium Metal Matrix Composite 以下 TMC と略す）の降着装置部材への
適用を前提に、TMC で構成される部材構造に対する材料特性の把握、ならびに CFRP の弱
点である耐 FOD 特性の調査、耐雷性の調査、取得した基本特性データを基に実機搭載を目
標にした試作品を製作・評価し、脚構造に適した部材製作に関する量産化のための生産技
術の研究を行うことを目的とする。
2.1.2 平成 17 年～18 年度研究の成果と課題 4),
5)
過去の委託研究により一定の成果を得るとともに課題を明確にした。下記に過去の委託
研究による成果と課題を要約する。
研究成果
(1) Ti 6-4 合金をマトリックスとし、SCS-6 を繊維として SPS 法により焼結した TMC
は、繊維を配向した方向に Vf の増加と相関して高い比強度を得られることが確認
された。高い比強度を得るにはプラズマ溶射によってプリフォームを成形し、積
層・焼結により実現可能であることを確認した。
(2) 繊維配向以外の方向の荷重に対しては強度が低下するため、TMC を降着装置部品
に適用する対象として、軸力部材が最も適している。
(3) TMC は繊維の存在により加工性が悪くなるため、実際の部品を設計するに当って
は繊維を必要部分にのみ最適配置をする必要がある。
(4) 現在使用されている降着装置構造材料と比較して高い比強度を有しており降着装
置部品に適用が可能である。
(5) 非破壊検査手法について X 線探傷法及び超音波探傷法による内部欠陥の探傷が可
能であることがさらなる改善が必要である。
(6) LCC 検討結果、TMC は高い材料費ゆえ初期費用は大きいが、ニアネットシェイプ
製造による加工費の低減、降着装置の軽量化による燃費の減少、高耐食性による
メンテナンス費の低減により、高抗張力鋼 300M の経済性を超えうる可能性がある。
研究課題
(1) 複合化された状態での繊維、マトリックス及び両者間の界面の破壊靱性の把握が
-10-
必要である。
(2) 繊維とマトリックス間に発生する亀裂と破壊挙動の観察と、疲労特性への影響に
ついて更なる検討が必要である。
(3) 降着装置部品への応用に際し従来金属との比較を含めた耐 FOD 性の確認。
(4) 降着装置部品への応用に際し従来金属との比較を含めた耐雷性の確認。
(5) Ti 合金粉末を活用したが、ハンドリング性が悪く、意図した繊維配列の実現が困
難であった。TMC 成形の生産性を向上するためのプリフォーム化と焼結後の繊維
配置の均一化が必要。
(6) プラズマ溶射、PVD、CVD といったプロセスにより基材金属を繊維に溶射・蒸着
し、半製品をレイアップして焼結するだけで済むような半製品の開発。
(7) 熱膨張係数の差による焼結後の残留応力の状態や、繊維とマトリックスの焼結中
の挙動の解明が必要。
(8) 焼結後のチタン･マトリックスの強度向上を目的として焼結後熱処理（溶体化・時
効処理）を適用する場合の影響検討。
(9) SPS 焼結手法は焼結手法として均一な組織が容易にえられるという大きな利点を
もつ半面、均一な円板や矩形板といった単純形状しか適用が容易でない。さらに、
現状最も大きな焼結装置においても真空チャンバーサイズ及び通電電流量の制限
より長手寸法 500 mm 以下の単純形状との制限があり、一般的に円筒形や H 型形
状を持つ降着装置主要構造部品への適用できない。したがって、SPS 焼結手法に代
わる代替焼結手法として HIP や HP を用いたプロセスの検討が必要。
(10) 従来 X 線探傷検査あるいは超音波探傷非破壊検査以外のより明確な繊維回りの欠
陥を検出する非破壊検査手法の適用検討。
(11) 降着装置は安全寿命設計が採用されているが、非破壊検査手法の分解能の精度に
よっては損傷許容設計の採用要否の検討。
(12) セラミック強化繊維の入手性向上と素材コストの低減化。
(13) 最終的には市場に受け入れ可能と想定する目標コスト(市場価格)、目標重量軽減の
設定とそれを実現するためのロードマップの策定。
過去の研究成果を要約すると降着装置構造部材への適用が可能であること、軸力部材が
最も適していることが上げられる。一方、最新の降着装置用複合材料に対する技術動向 3) を
考慮の上、課題を挙げると実用化に際し下記の 6 点を重点的課題として克服することが必
要になると考える。
-11-
(1) SPS 焼結手法以外の焼結方法検討
(2) 耐 FOD 特性の把握
(3) 耐雷性の把握
(4) 生産性を考慮したプリフォーム化と焼結後の繊維配置の均一化
(5) TMC 部材に適合した非破壊検査手法の検討
(6) 市場で受け入れ可能な目標コスト、目標重量軽減の設定とそれを実現するためのロ
ードマップ策定
本研究では、150 席クラス以上の民間航空機の降着装置部材への実用化を目指した研究と
するために、SPS 焼結方法の代替としてこれまでの TMC 研究に採用実績のある HIP 手法を
用い、さらには、意図した繊維配列が実現可能となるようマトリックスには Ti 合金粉末で
はなく Ti シート材、繊維にはセラミック繊維プリフォームを活用した生産手法による TMC
を採用することにより、最終的には実機サイズの降着装置用部材を試作することを目標と
する。この実機サイズのモデル試作を通じて、量産時のコストモデルを構築し、平行して、
市場情報を調査することで受け入れ可能な目標コストと目標重量軽減量を策定することを
主眼におく研究とする。主たる研究目標は要約すると下記のようになる。
(1) 脚部品として重量軽減効果が 30％程度の実機サイズ(全長 800mm 程度）の TMC
部品の試作、評価を行う。
(2) 製造方法としては、Ti 合金シートを用いた HIP 法を活用し、材料強度のほか、FOD
特性を把握し、TMC 設計方法への反映を検討する。
(3) コストを含め、材料技術、生産技術面で、民間機での実用化を達成する上での課
題点を明確にする。
-12-
2.2 メタル・マトリックス複合材
2.2.1 メタル・マトリックス複合材
降着装置構造部品の材料には重量軽減、メンテナンス性から高い比強度、比剛性、耐食
性が求められる。これらを満たすメタル・マトリックスは過去の革新航空機技術開発セン
ター委託研究でも取り上げたチタン合金をマトリックスとし、セラミックス繊維を強化材
とする複合材料（以下 TMC）が最適と考えられる。弾性率の高いセラミックス繊維と耐食
性に優れるチタンマトリックスの組合せが、降着装置構造部材に要求される特性を満たす
ものである。
(1) 繊維
過去の委託研究では強化繊維に米国・Textron 社製 SCS-6 を使用した。同繊維は
Ti-Nb ワイヤーで纏めて一方向のシート状（Woven 状）にしたもので入手できるが、
繊維の間隔が広く、繊維含有率を 30％以上とすることが困難であった。また、溶射に
より基材金属を繊維に溶射したプリフォームの適用も検討したが安定した品質を得
るには課題が大きい。そこで本研究では同様の SiC 繊維ではあるが、繊維を約 160μm
ピッチに樹脂で固定したシート状態で供給される英国 TiSiCS 社の繊維 Sigma1140+を
用いた。10)（
写真 2.2.1-1参照）
写真 2.2.1-1 シート状強化
-13-
本繊維もマトリックスにチタンを用いることを前提に設計された繊維であり、タ
ングステンを芯材に用い、その外周に CVD で SiC を成長させ、その外周にチタンと
の濡れ性を高めるための炭素を蒸着し、直径を 100-140μｍとしている。
写真 2.2.1-2
SiC 繊維断面
(2) マトリックス
過去の委託研究では平均粒径 60μm程度のチタン粉末を使用したが、チタン粉末、
繊維を均一に分散、積層することが困難であり、層厚、繊維配列の均一性となるため、
強度低下を招く繊維同士の接触を避けるため、余裕を持って積層することになり繊維
含有率が上がり難い結果となった。
（写真 2.2.1-3参照）
写真 2.2.1-3
TMC 断面 断面 4)
-14-
そこで、本研究ではマトリックスにチタンのシート材を採用することした。繊維
もシート状となっているため、CFRP のプリプレグと同様、チタンシート材とシート
状となった繊維を交互に積層することにより、材質の均質性が高まると共にチタンの
シート材の生産性も向上する。
チタン合金は圧延性に劣るため、薄いシート材の入手が困難である。シート材の
厚さは繊維含有率を支配するものであり、繊維含有率 30%以上を得るためには 100μm
程度の薄いシート材が必要であることから、同厚さで市販されているチタン合金とし
て Ti-3Al-2.5V を採用した。
(3) 降着装置部品への適用
2.1.1項に記述のとおり、CFRPを降着装置部品に適用する際には、その特性として、
CAI強度、ベアリング強度が問題となる。ベアリング強度が問題となるクレビスエン
ド部に対して複合材を適用する際に以下の 3 案が考えられる。
① 繊維を切断することなくクレビスエンド部の外形形状、孔形状を製作する。
② 繊維を切断してクレビスエンド形状、孔形状を製作する。
③ 複合材料を適用せず、単一材料とする。
繊維の連続性を維持することにより複合材の強度優位性が活かすことを考えると
①案が最良ではあるが、繊維配向手法等生産技術的な課題が大きく現実的には困難で
ある。また、②案では孔加工により繊維が切断され、その端面から荷重が負荷される
事となるが、板厚面に対する荷重の負荷は複合材料の弱点であり耐荷重は低い。TMC
の場合には両端のクレビスエンド部の材質を TMC のマトリックスと同じ材質にする
ことにより TMC からマトリックス単一材料に連続的に変化させることが可能である。
クレビスエンド部を複合材とする場合（上記①）に比べ、重量軽減効果は低減するも
のの、実現性が高く、本開発では TMC は円筒断面等の一様断面部に適用し、クレビ
スエンド部はマトリックス単一材料とする方針で検討を行う。
-15-
2.3 固体化プロセス
本開発では粉末、シート材等の固体化プロセスとして代表的な HIP(Hot Isostatic Pressing )
法を採用した。
2.3.1 HIP
粉末、シート材等の固体化プロセスとして代表的なHIP法では素材をカプセルと呼ばれる
密閉容器に入れ、カプセル内を真空として、Arガス等を圧力媒体として、高温、高圧で原
材料を固化する。（図 2.3.1-1参照）
過去の委託研究では放電プラズマ焼結装置を用いたが、降着装置構造部材のような 1m 程
度の部品の焼結を行なうのは設備的に困難であった。また円筒断面、H 断面への適用は困難
であることも大きな課題と結論づけられた。
一方 HIP では同サイズ程度の部材を一度に複数本処理する設備が国内に存在しており、
既に工業的に実用化された生産設備であることから、品質管理面でも実績がある。また、
カプセルの設計により円筒断面、H 断面の製造も可能である。
ただ、HIP 法における課題では材料に均一に圧力が負荷されるようなカプセル設計、及び
生産技術の確立であり、また、カプセルの固化後再使用が困難な点である。
図 2.3.1-1 HIP 工程概念図
-16-
11)
2.4 複合材作製
以下に本年度研究で評価したテストパネルの製作方法を述べる。
2.4.1 作製手順
(1) 積層
樹脂で仮止めした繊維シートとチタンシート材を所定厚さとなるように交互に積
層する。（図 2.4.1-1参照）
図 2.4.1-1 積層状態
(2) カプセル
積層した材料をカプセルに入れ、カプセルを溶接にて密閉する。
図 2.4.1-2 カプセル状態
-17-
(3) 脱ガス
繊維を仮止めしている樹脂は固化時には金属組織の阻害物質となるため、昇温に
より分解、脱ガスを行なう。
(4) HIP
高温、高圧により固化を行なう。
(5) 取り出し
カプセルを切断し、カプセルから固化した品物を取り出す。
-18-
2.5 テストパネル素材特性
2.5.1 供試体構成
TMCを降着装置部品に適用する際には品質の安定化のために、表層に一定厚さのチタン
層（以下、スキン層）を設ける必要がある。また、想定している降着装置Side Stayでは端部
のクレビスエンド部はマトリックスのチタン合金となり、TMC材とチタン合金の境界部が
発生する。それらの構成を模擬した供試体を表 2.5.1-1に示し、TMC単一材（スキン層無し）
をFull-without、TMC単一材（スキン層有り）をFull-with、TMC/Ti混合材（スキン層無し）
をHalf-without、TMC/Ti混合材（スキン層有り）をHalf-withと称する。なお、TMC層 3.0mm
に対してスキン層の厚さは片面 0.4mmとした。
なお、先述のとおりマトリックスには Ti-3-Al-2.5V、スキン層にはできるだけ強度の高い
シート材チタンとして Ti-6Al-4V を用いた。
表 2.5.1-1 各供試体構成
名称
供試体構成
評価対象
Full-without
TMC 部分の材料特性
Full-with
実体を模擬した TMC 部分の材料特性
Half-without
TMC＋Ti 境界部分の材料特性
実体を模擬した TMC＋Ti 境界部分の材料特
Half-with
性
TMC
チタンマトリックス
スキン層
-19-
2.5.2 組織観察結果
HIPによって形成される金属組織を調査するために、供試体Full-withの繊維に垂直な断面
の観察を行った結果を写真 2.5.2-1～写真 2.5.2-3 に示す。同様に、繊維に平行な縦断面の観
察を行った結果を写真 2.5.2-4 に示す。円形に見えるものがSiC繊維の断面であり、CVDにて
SiCを蒸着する際の芯となるタングステンが繊維の中央に確認された。また、SiC繊維はTMC
中で互いに接することなく、パネル幅方向及び厚さ方向に約 150～180μピッチにほぼ均一に
配置されていることが確認でき、繊維含有率も約 33%以上を達成している。
また、マトリックスである Ti-3Al-2.5V 及びスキン層である Ti-6Al-4V は均一な α＋β 相の
等軸組織を呈している。縦断面でも一様なマトリックスの組織が繊維の周囲に存在してい
る様子が確認できた。マトリックス（Ti-3Al-2.5V）とスキン層（Ti-6Al-4V）を比較すると、
スキン層の組織の方がやや小さな組織であった。
SiC 繊維
チタンマトリックス
写真 2.5.2-1 断面組織観察（繊維直角方向）
-20-
タングステン
写真 2.5.2-2 断面組織観察（繊維直角方向）
チタンマトリックス
（Ti-3Al-2.5V）
スキン層
（Ti-6Al-4V）
写真 2.5.2-3 断面組織観察（繊維直角方向）
-21-
SiC 繊維
タングステン
写真 2.5.2-4 断面組織観察（繊維平行方向）
-22-
2.6 X線残留応力測定
(1) 試験方法
Full-without、Full-with、Half-without、Half-with の各供試体について、HIP 後の供試
体に対して、残留応力の測定を行った。
リガク製 X 線応力測定装置 MSF-3M
測定機器
測定箇所は
図 2.6-1に示すように各素材パネルの両端部及び中央部の 3 点であり、各々の点
での繊維平行方向及び直角方向の残留応力を調査した。
150
75
30
40
30
①
100
繊維方向
②
200
③
40
図 2.6-1 残留応力測定箇所
各測定は 1×4 mmの領域を測定し、図 2.6-2に示すように本測定では検出深さは
表層から約 6～12μmの領域を測定した。
-23-
14
12
検出深さ, μm
10
8
6
4
2
0
0
10
20
30
X線入射角, deg
40
50
60
図 2.6-2 Ti に対する X 線残留応力の検出深さ
(2) 結果及び考察
各点での残留応力を表 2.6-1に示す。その結果を測定点位置に対して並べたもの
を
図 2.6-3、
図 2.6-4に示す。
TMC 材に関しては、供試体 Full-without、Full-with の測定結果より、スキン層の
有無に関わらずパネル面内においては一様な値を示した。また、スキン層の有無が
残留応力に与える影響は繊維配向方向、直角方向共にほとんど見られなかった。
一方、TMC/Ti 材に関しては、Half-without、Half-with の測定結果より、TMC 部、
チタン部境界部で異なった値を示した。TMC 部分では上述 Full のシリーズと同様の
値を示し、繊維平行方向では 364 MPa、繊維直角方向では 189 MPa を示したが、Ti
合金部分では方向によらず、6MPa 程度の僅かな圧縮応力を示した。また、TMC/Ti
の境界部でも測定方向による顕著な差は無く 46 MPa の引張応力を示した。スキン
層を設けたテストパネルでも、上述の TMC 材と同様の値を示した。この結果より、
残留応力は、繊維の配向方向のみに依存し、パネル内の位置に依存していないこと
が確認された。
降着装置部品では薄肉部材が多く、過大な残留応力が生じていると後の加工にお
-24-
いて応力解放されることにより歪が生じる。本 TMC では残留応力のオーダーとし
ても低く、また面内で安定していることもあり、加工においても問題となることは
少ないと考えられる。ただ、残留応力は製品形状に因る所も大きく、次年度以降の
研究で実体形状の評価を行う必要がある。
表 2.6-1 各テストパネルの残留応力
供試体構成
測定位置
繊維平行方向
繊維直角方向
①端部
347
±12
185
±4
Full-without
②中央
363
±13
189
±5
（TMC）
③端部
346
±12
188
±6
①～③平均
352
①端部
352
±10
167
±3
Full-with
②中央
364
±6
152
±4
(TMC+スキン)
③端部
362
±10
166
±4
①～③平均
359
187
162
①端部（Ti）
-5
±4
-6
±4
Half-without
②中央
45
±13
47
±5
（TMC/Ti）
③端部
（TMC）
364
±7
189
±11
①端部（Ti）
-30
±7
-25
±5
27
±5
38
±5
327
±7
168
±4
Half-with
②中央
（TMC/Ti＋スキン） ③端部
（TMC）
-25-
Full-without (TMC)
Half-without (TMC/Ti)
Full-with (TMC+スキン)
Half-with (TMC+スキン)
Residual Stress, MPa
400
300
200
100
0
0
40
80
120
160
200
-100
Position, mm
図 2.6-3 各テストパネルの残留応力（繊維平行方向）
Full-without (TMC)
Half-without (TMC/Ti)
Full-with (TMC+スキン)
Half-with (TMC/Ti+スキン)
Residual Stress, MPa
400
300
200
100
0
0
30
60
90
120
-100
Position, mm
図 2.6-4 各テストパネルの残留応力（繊維直角方向）
-26-
150
2.7 引張試験特性
2.7.1 引張強度試験
(1) 試験条件
本試験においては、供試体 Full-without、Full-with、Half-without、Half-with の SiC
繊維配向方向の引張強度、また供試体 Full-without、Full-with の供試体に関しては弾
性率の計測を行った。また、供試体 Full-with に関しては、SiC 繊維配向方向と直角
方向の引張強度も評価した。
試験片形状を写真 2.7.1-1に示す。供試体の板厚方向への加工は行っておらず、
供試体形状への切り出しはワイヤーカット法にて実施した。また、ワイヤーカット
加工後、加工面は#1000 のダイヤモンドペーパーにて仕上げた。引張試験条件は下
記のとおりである。
試験温度
：室温
クロスヘッドスピード
：0.8mm/min
12
10
25
170
写真 2.7.1-1 引張試験片供試体形状
(2) 試験結果及び考察
得られた試験結果を表 2.7.1-1にまとめる。また、各タイプの供試体についての
応力－歪線図の代表例を図 2.7.1-1に示す。
-27-
表 2.7.1-1 引張試験結果
N数
繊維
引張強度
弾性率
破断歪
方向
(MPa)
(GPa)
(％)
Full-without
L
1497
184
1.07
3
Full-with
L
1286
175
1.02
3
Half-without
L
704
-
-
4
Half-with
L
755
-
-
4
Full-with
T
555
132
0.22
1
供試体構成
供試体 Full-without の TMC 自体の強度は 1500MPa 程度あり、過去の委託研究の
際の引張強度を 10%程度上回る結果となっている。これは繊維含有率が高く設定す
ることが出来たためである。一方、供試体 Full-with では表層にチタン層を設けてい
るため、断面平均の強度としては供試体 Full-without よりも 15%程度低い値となった。
供試体 Half-without に関しては TMC/Ti の境界部付近の Ti 合金部分において破断
し、引張強度は 704 MPa であった。これはマトリックス自体の強度である約 700 MPa
とほぼ同等であることから、SiC 繊維端部が境界部の引張強度に与える影響は無い
と判断できる。
一方、供試体 Full-without の応力－歪曲線に関しては、引張強度 1479 MPa に対し、
650MPa 付近で折れ曲がりが見られるものの、折れ曲がり後も線形的に荷重が増加
し、伸びが約 1％で破断に至った。この破断歪は SiC 繊維単体の破断歪とほぼ同等
であることから、TMC 単体においては、まず繊維の破断が生じ、その結果、繊維が
担っていた負荷がマトリックスに移り、マトリックスだけではその負荷に耐えられ
ずに破断に至ったと考えられる。
-28-
FUll-without
Full-with
1600
1400
Stress, MPa
1200
1000
800
600
400
200
0
0
5000
10000
Strain, uSTR
15000
20000
図 2.7.1-1 各供試体の応力－歪曲線
また、供試体 Full-with 対しては、繊維方向と直交方向に引張試験を行ない、引
張強度 555 MPa を得た。これは、マトリックス自体の強度である約 700MPa よりも
低い値となったことから、繊維とマトリックスの界面で破断していると推測される。
(3) 理論値との比較
各供試体に関しての引張強度の理論値と本試験で得られた試験値との比較を表
2.7.1-2 にまとめる。なお、理論値算出においては、式 2.7.1-1、式 2.7.1-2 に示す複合
則を用いて計算を行った。式 2.7.1-1 は複合する 2 つの材質の一方（式 2.7.1-1 中で
は材質A）が他方に比べ、引張強度が大きく且つ破断歪が小さい場合に成立するも
のであり、式 2.7.1-2 は 2 つの材質の引張強度が比較的近い値のきに成立するもので
ある。
-29-
表 2.7.1-2 理論値との引張強度比較
試験値
理論値
誤差
(MPa)
(MPa)
（％）
Full-without
1479
1571
-5.86
式 2.7-1
Full-with
1286
1328
-3.16
式 2.7-1
Half-without
704
703*
+0.14
*
Half-with
755
752
+0.40
式 2.7-2
供試体構成
計算式
マトリックス強度
σ = σ AVA + σ B* (1 − VA )
式 2.7.1-1
σA
：材質 A の強度
VA
：材質 A の体積割合
σ B*
：材質 A の破断歪分の歪を物質 B に生じさせる応力
σ = σ AVA + σ B (1 − VA )
式 2.7.1-2
σA
：材質 A の強度
VA
：材質 A の体積割合
σB
：材質 B の強度
供試体 Full-without に関しては、SiC 繊維とマトリックスとの物性が式 2.7.1-1 の
関係を満たしており、これを用いて算出すると 1571MPa となり、試験値に比べやや
高い値となった。供試体 Full-with に関しては、TMC とスキン層との複合を考え、
式 2.7.1-1 を適用した。なお、TMC の引張強度や破断伸びは Full-without の試験値を
用いた結果、理論値はやや低い値となった。
供試体 Half-without に関しては、繊維端部の応力集中は無いものとして、破断部
となるマトリックス自体の強度を理論値とした。一方、供試体 Half-with に関しては、
破断部である Ti 合金とスキン層との複合を考え、式 2.7.1-2 を適用した。
何れの場合においても試験結果と理論値の差異は約 5%以内であり、良好な一致を得
た。
(4) 破面観察
供試体Full-with、L方向引張試験の破面観察を行った結果を以下に示す。写真
2.7.1-2に示すように破断は試験片中央部付近で生じた。
-30-
電子顕微鏡を用いて行なった破面観察の結果を破面写真 2.7.1-3～写真 2.7.1-6に
示す。破面全体としては繊維がマトリックスから抜けるプルアウトの破面となって
いる。（写真 2.7.1-4参照）
また、写真 2.7.1-5、写真 2.7.1-6に示すように、破面のチタン基材部分において
は全般にディンプルが確認され、またHIP前素材のシート材に関わるようなクラック
等は観察されず、良好な焼結状態である。
写真 2.7.1-2 Full-with、L 方向引張試験供試体 破断外観
写真 2.7.1-3 破面観察
-31-
写真 2.7.1-4 破面観察（拡大）
写真 2.7.1-6 参照
写真 2.7.1-5 破面観察（拡大）
-32-
写真 2.7.1-6 破面観察（拡大）
次に供試体Full-with、Ｔ方向引張試験の破面観察を行った結果を写真 2.7.1-7に示
す。破面の全てに繊維の表面が見られ、繊維／マトリックス間の界面で破壊が生じ
ていることが確認できた。
写真 2.7.1-7 Full-with、T 方向引張試験供試体 破面観察
-33-
2.8 圧縮強度特性 12)
2.8.1 圧縮強度試験条件
供試体Full-without及びFull-withに対して圧縮強度の測定を行った。試験片形状を 写真
2.8.1-1に示す。供試体加工はワイヤーカット法にて実施した。また、試験冶具は図 2.8.1-1に
示すASTM D 3410 のCelanese圧縮試験冶具（Wyoming Test Fixtures社製）を用いて測定を行
った。供試体Full-withoutに対しては板厚 0.6 mmのアルミニウム製のタブを試験片の拘束部
となる両面に接着剤を用いて貼付した。供試体Full-withに関しては、3.8mm程度ありタブ不
要の厚さであるため、タブは用いなかった。
試験温度
：室温
クロスヘッドスピード
：
供試体 Full-without
0.20 mm/min 及び 0.50 mm/min
供試体 Full-with
0.50 mm/min 及び 1.00 mm/min
6.3
136
写真 2.8.1-1 圧縮強度測定用供試体形状
-34-
図 2.8.1-1 圧縮試験冶具 （Celanese 法）13)
2.8.2 圧縮弾性率試験条件
上述の圧縮強度試験では座屈防止のため、供試体評価部が短く、弾性率測定用の歪ゲー
ジの貼付スペースが確保できない。そのため、圧縮弾性率測定用に別供試体を用いて測定
を行なった。供試体Full-without及びFull-withに対して測定を行った。試験片形状を 写真
2.8.1-1に示す。供試体の切り出しはワイヤーカット法にて実施した。試験条件は下記の通り
である。
試験温度
：室温
クロスヘッドスピード
：0.04 mm/min
最大負荷応力
：750 MPa
圧縮弾性率の測定を目的としているため、荷重は弾性域内での負荷とした。
-35-
10
30
写真 2.8.2-1 圧縮弾性率測定用供試体形状
2.8.3 試験結果及び考察
圧縮強度及び圧縮弾性率測定結果を表 2.8.3-1に示す。
表 2.8.3-1 圧縮試験結果
供試体構成
Full-without
Full-with
試験片
圧縮強度
圧縮弾性率
No
（MPa)
（GPa）
1
>1958*
208
*
圧縮破壊前に試験中断
2
>1886*
195
*
圧縮破壊前に試験中断
A 平均
-
202
1
3682
181
2
3490
169
B 平均
3586
175
備考
供試体 Full-with は約 3500 MPa の非常に高い圧縮強度が確認された。なお、供試体
Full-without は供試体とタブの接着部が剥離したため試験を中断した。また、弾性率は
Full-without では 200GPa 超える非常に高い弾性率を示した。
圧縮強度試験の破損状況を写真 2.8.3-1、写真 2.8.3-2に示す。No.1 は良好な圧縮破壊とな
っているが、No.2 ではズレ、折れ曲がりが生じている。これは圧縮強度の値にも反映され
ており、No.1 がNo.2 よりも高い値となっている。
-36-
写真 2.8.3-1 圧縮強度試験 破壊外観（供試体 No.1）
写真 2.8.3-2 圧縮強度試験 破壊外観（供試体 No.2）
-37-
2.9 疲労特性
2.9.1 疲労試験
(1) 試験条件
供試体Full-without、Full-with、Half-without、Half-withに対して、疲労特性の評価
を行った。試験片形状を写真 2.9.1-1に示す。供試体形状への加工はワイヤーカット
法にて実施し、供試体の板厚方向への加工は行っていない。また、ワイヤーカット
加工後、加工面は#1000 のダイヤモンドペーパーにて仕上げた。試験条件は下記の
通りである。
試験温度
：
室温
荷重負荷
：
軸力、 sin 波
応力比
：
R = 0.1
負荷速度
：
15 MHz 低サイクル
25 MHz 高サイクル
繰返し上限回数
：
10E+6 を Run Out として試験を中断とした
170
20
8
12
写真 2.9.1-1
疲労試験供試体形状
(2) 試験結果
表 2.9.1-1に負荷応力及び破断サイクル数を、図 2.9.1-1にS-N線図を示す。供試
体 Full-without 、 Full-with で は ス キ ン 層 を 有 す る Full-with が 引 張 試 験 と 同 様 に
-38-
Full-withoutよりやや低い値となった。しかしながら、スキン層を有した場合でも過
去の委託研究の結果をよりも優れた疲労特性となっている（図 2.9.1-2参照）。一方、
供試体Half-without、Half-withではほぼ同等の特性が得られている。
表 2.9.1-1 疲労試験結果
応力条件
供試体構成
Full-without
Full-with
Half-without
Half-with
繰返し数
備考
最大応力
応力振幅
（MPa）
（MPa）
1250
1125
1.61E+04
1100
990
3.00E+04
800
720
3.66E+05
750
675
7.48E+05
600
540
1.00E+06
1150
1035
1.82E+04
1000
900
2.90E+04
800
720
5.60E+04
600
540
1.55E+05
550
495
4.07E+05
400
360
1.00E+06
650
585
9.20E+03
600
540
1.55E+04
500
450
5.78E+04
400
360
3.37E+05
350
315
1.00E+06
未破断
300
270
1.00E+06
未破断
700
630
6.00E+03
600
540
2.14E+04
500
450
9.42E+04
400
360
3.17E+05
350
315
1.06E+06
未破断
300
270
1.06E+06
未破断
-39-
（cycle）
未破断
未破断
1200
1000
最大応力, MPa
800
600
400
200
0
1.00E+03
1.00E+04
1.00E+05
1.00E+06
1.00E+07
破断繰返し数
図 2.9.1-1 S-N 線図
1200
0/0/0/0/0/0/0/0
1000
0/0/45/0/0/-45/0/0
TMC/マトリックス
応力（MPa）
800
600
400
200
0
1,000
10,000
100,000
1,000,000
cycle
図 2.9.1-2
SPS 焼結による TMC の S-N 線図
-40-
4)
10,000,000
(3) 破面観察
供試体 Full-with の低サイクル疲労条件（1.8E+4 回、最大応力 1150 MPa）及び高
サイクル疲労条件（4.1E+5 回、最大応力 550 MPa）の破面観察を行った。
写真 2.9.1-2、
それぞれのマクロ観察の結果を
写真 2.9.1-3に示す。
引張試験供試体の破面では黒色の凹凸の激しい破面が観察されたに対して、疲労試
験の破面では、上記黒色の一発破壊の破面と灰色の平滑な疲労破面が観察された。
写真 2.9.1-2に示す低サイクル疲労（高応力）の試験片ではTMC部分のうち、供試体
加工時のワイヤーカット加工面の表層付近に灰色の破面が確認できる以外には黒色
の破面が観察された。一方
写真 2.9.1-3に示す高サイクル疲労（低応力）の試
験片では板厚方向に対して灰色と黒色の破面がほぼ半分ずつに二分された状態が確
認された。
疲労破壊領域
延性破壊領域
写真 2.9.1-2 低サイクル疲労破面（マイクロ観察）
-41-
疲労破壊領域
延性破壊領域
写真 2.9.1-3 高サイクル疲労破面（マイクロ観察）
写真 2.9.1-5 参照
写真 2.9.1-4 高サイクル疲労破面（拡大）
走査型電子顕微鏡観察の結果、低サイクル（高応力）条件では、写真 2.9.1-4～写
真 2.9.1-6に示すように端面のワイヤーカット加工面で切断されている繊維とマト
リックスの界面が起点となり、疲労が放射状に進展している様子が確認された。供
-42-
試体加工はマトリックスには影響はしていないが、繊維が切断される箇所ではマト
リックスとの界面強度の低下につながる等の影響が生じている可能性が考えられる。
一方、高サイクル（低応力）の供試体では、写真 2.9.1-7～写真 2.9.1-9に示すよ
うに多数の繊維とマトリックス界面が起点となり、破断が生じたと考えられる。
写真 2.9.1-5 低サイクル疲労破面（起点部拡大）
写真 2.9.1-6 低サイクル疲労破面（疲労縞）
-43-
写真 2.9.1-8 参照
写真 2.9.1-7 高サイクル疲労破面（拡大）
写真 2.9.1-8 高サイクル疲労破面（起点部拡大）
-44-
写真 2.9.1-9 高サイクル疲労破面（疲労縞）
Half-with
3.17E+05 サイクル破断の疲労破面を
写真 2.9.1-10、写真 2.9.1-11に示す。Ti合金側の破面の観察を行なった。起点は
繊維の端面からであり、Ti合金側の繊維の端面の跡が残る部分から亀裂は進展して
いることが確認できた。疲労強度の極端な低下を招くものではないが、繊維端部の
影響については更に評価を行う必要はある。
-45-
写真 2.9.1-11
写真 2.9.1-10 供試体 Half-with 疲労破面
写真 2.9.1-11 供試体 Half-with 疲労破（起点部拡大）
-46-
2.10 FOD特性
2.10.1 予備試験
CFRP では残存強度の評価手法としては JIS K 7089、SACMA SRM-2R-94 等の衝撃後圧縮
試験（Compression After Impact 試験：CAI 試験）が一般的に用いられているが、金属基の複
合材料ではその評価方法は確立されていない。また、現在の降着装置部材で用いられてい
る金属材料に衝撃が負荷された際にどの程度の損傷が生じるかも把握されていない。その
ため、ここでは現状の降着装置適用材に衝撃を印加した際の損傷状態を把握すると共に
TMC への衝撃印加量の設定を行なうこととした。
(1) 試験条件
試験には CAI 試験方法で用いられる落錘型衝撃試験機を用い、供試体サイズは
CAI 試験 ハーフサイズを適用した。詳細試験条件は下記の通りである。
衝撃試験機
：Instron Dynatup 9250HV
落錘体重量
：15.56 kg
供試体材質
：300M 鋼、Ti-6Al-4V、7075-T7351
供試体形状
：150×75×4t
印加エネルギー
：20J，50J，100J
落錘体重量を一定として落下高さをコントロールした。
図 2.10.1-1 衝撃試験機
-47-
(2) 試験結果
衝撃印加後の試験片の外観を写真 2.10.1-1~写真 2.10.1-3に示す。300M鋼では圧
痕が残る程度で、変形はほぼ確認されなかった。またTi-6Al-4Vでは 50J、100Jで変
形が見られ、7075-T7351 では 20Jでも大きく変形し、50J、100Jでは印加部に大きな
窪みが生じた。何れの試験片においても衝撃によるクラックや貫通は生じなかった。
写真 2.10.1-1
300M 試験後試験片
20 J
20 J
50 J
50 J
100 J
100 J
写真 2.10.1-2 Ti-6Al-4V 合金試験後試験片
-48-
20 J
50 J
100 J
写真 2.10.1-3 7075-T7351 合金試験後試験片
TMC への衝撃印加については、CAI 試験で一般的に用いられている板厚当たり
のエネルギー設定 6.67J/mm を用い、今回の供試体の板厚 4mm であることから、
CAI 試験と同等エネルギーとして 20J、7075-T7351 の変形状態より 100J の印加は実
運用では過大な衝撃エネルギーと思われ、最大エネルギーとしては 70J と設定した。
その中間値として 45J を採用することとした。
2.10.2 TMC試験
(1) 試験条件
本試験においては、供試体 Full-without、Full-with に対して、落錘を衝突させる
ことによって生じる試験片の損傷状態を調査した。
成形パネル１枚から４枚を切り出し、繊維配向方向を長手方向として 100×75mm
の供試体４枚を切り出した。
供試体形状を写真 2.10.2-1に示す。
-49-
100
75
繊維配向方向
写真 2.10.2-1 衝撃試験 供試体
(2) 試験結果及び考察
衝撃印加後の供試体の外観写真を写真 2.10.2-2、写真 2.10.2-3に示す。Full-with
の 20Jではクラックは見られないが、他のケース全てにおいて打痕部からクラック
の発生が確認された。また、打痕裏面で僅かに塑性変形が見られるものの、アルミ
のような大きな窪みとなるような塑性変形は見られなかった。繊維直角方向の引張
試験で破断伸びが 0.22%と非常に低かったことから、塑性変形せずにクラックに発
生に至っているといえる。
衝撃印加裏面に目視によって観察されたクラックを表 2.10.2-1まとめる。供試体
Full-with 20 J以 外 は 衝撃 印 加裏 面の 繊 維方 向の ク ラッ クが 確 認で き、 供 試 体
-50-
Full-withoutの 45 J，70 Jでは繊維直交方向にもクラックが確認でき、70 Jではクラッ
クが進展して端部が開口していた。今回適用したスキン層の厚さは 0.4mm／層と非
常に薄にもかかわらず、スキン層によりクラック発生及び進展が抑止される可能性
があることが確認できた。これはスキン層がTMCと比較して延性が優れていること
による効果と、板厚自体が 3.0 mmから 3.8 mmに増加した為、たわみ量が減少した効
果によるものと考えられる。
表 2.10.2-1 クラック長さ（衝撃印加裏面）
Full-without
Full-with
（TMC）
（TMC+スキン層）
印加エネルギー
繊維平行方向
繊維直交方向
繊維平行方向
繊維直交方向
20J
35 mm
0 mm
0 mm
0 mm
45J
65 mm
10 mm
2 mm
0 mm
70J
80 mm
20 mm
45 mm
0 mm
-51-
写真 2.10.2-2 Full-without 試験後供試体
面
20J
45J
衝撃印加面
衝撃印加裏面
-52-
70J
写真 2.10.2-3 Full-with 試験後供試体
面
20J
45J
衝撃印加面
衝撃印加裏面
-53-
70J
本試験時の落錘に加わる反力及び印加エネルギーの経時変化の例を図 2.10.2-1、
図 2.10.2-2に示す。
これらのグラフは反力の挙動により以下の２種類の傾向に区分することが可能
である。
① 反力は増加し、エネルギーのピークと共に単調減少に転じるもの
② 反力は増加し、エネルギーのピークに達する前に一度減少に転じ、再度上
昇にするの
前者には供試体 Full-with の 20 J が該当し、他は後者である。反力が減少する現
象は衝撃により試験片が破損することに起因しており、貫通した場合には反力は 0
まで低下する。各試験片の試験後の外観と対応させると以下のように考えることが
できる。
①は衝撃が印加されたが試験片に損傷を与えるには不十分なエネルギーであ
ったため、衝撃後クラックを生じること無く、インパクトヘッドが試験片か
ら離れ、反力が減少した。
②は反力の減少時点でクラックが発生し、貫通には至らなかったため、その後
再度反力は微増し続け、インパクトヘッドが試験片から離れたことにより反
力が減少した。
この仮定を基にすると、反力が減少に転じる前の荷重が供試体にクラックを発生
させる荷重と言える。この値は供試体 Full-without では約 6 kN、供試体 Full-with で
は約 17 kN であり、スキン層を設けることにより耐クラック発生荷重は 3 倍弱程度
まで向上している。今回 Full-without と Full-with では供試体厚さが異なるが、この
厚みを静的に考えると耐荷重は 1.6 倍程度の効果がでしかなく、厚みの影響以上の
効果がスキン層にはあると考えられる。
-54-
Load
Energy
20
80
15
60
10
40
5
20
0
Energy, J
Load, kN
20J
0
0
1
2
3
4
Time, ms
Load
5
6
7
8
Energy
20
80
15
60
10
40
5
20
0
0
0
1
2
3
4
Time, ms
5
6
7
Energy, J
Load, kN
45J
8
図 2.10.2-1 Full-without への衝撃印加時の反力及びエネルギーの経時変化
-55-
Load
15
60
10
40
5
20
0
0
0
1
2
3
4
Time, ms
Load
Load, kN
20
5
6
7
Energy, J
80
20J
8
Energy
80
45J
15
60
10
40
5
20
0
Energy, J
Load, kN
20
Energy
0
0
1
2
3
4
Time, ms
5
6
7
8
図 2.10.2-2 Full-with への衝撃印加時の反力及びエネルギーの経時変化
-56-
2.11 非破壊検査手法の検討 14)
2.11.1 Pre-Study
優れた特性だけでは実用化に至ることは無く、製造、運用時の検査手法の確立が実用化
には必要不可欠である。内部欠陥の非破壊検査手法としては過去の研究においてＸ線探傷、
超音波探傷での可能性が見出せたが探傷精度には課題が残った。そこで本研究では TMC に
適用する非破壊検査手法の候補として、X 線 CT、超高波画像化法を評価した。
(1) X 線 CT
(a) 検査装置
X 線 CT の評価に用いた測定装置及び仕様を以下に示す。
TOSCANER-32251μhd （東芝 IT コントロールシステム（株）製）
最大管電圧
： 225kV
最小焦点
： 4μm
最大スキャンエリア ：200mm Φ×300mm H
分解能
：5μm
写真 2.11.1-1 Ｘ線 CT 撮影装置
(b) 検査供試体
引張試験を行なった供試体を評価した。
-57-
(c) 測定方法
供試体の長手軸を中心に回転させ、11.869mm の間で 444 枚の断層撮影を行な
った。
(d) 検査結果
破断面から離れた健全部の横断層写真、縦断面を
写真 2.11.1-2、写
真 2.11.1-3に示す。横断面写真では断面全体にわたり個々の繊維が識別可能であ
る。繊維の配向状態は積層面内での繊維のずれはあるが、隣接繊維との接触は
見られないことが判る。また積層面外方向への繊維の移動は非常に少ない。ま
た、検出能力としては 20～30μ程度であるが、クラック、ボイドなどの異常は見
られない。
写真 2.11.1-2 X 線 CT 横断面写真（健全部）
縦断面写真では個々の繊維の識別は困難であるが、繊維の並びは確認できる。
-58-
写真 2.11.1-3 X 線 CT 縦断面写真（健全部）
破断面近傍の横断面写真を写真 2.11.1-4に示す。一部の繊維に周囲が黒く太い
線となって現れている箇所がある。健全部ではこのような繊維は見られなかっ
たことから、繊維が損傷を示している可能性があり、繊維１本毎の破損の状態
を観察することができる分解能を有している。
破断面より 1.6mm 離れた断面
写真 2.11.1-4 X 線 CT 横断面写真（破断部近傍）
(2) 高調波画像化法
(a) 高調波画像化法とは
-59-
従来の超音波探傷法は隣接材料の音響インピーダンス（密度×音速）の差によ
り発生する反射波幅を用いて欠陥検出をする手法である。このため、音響インピー
ダンスの差が大きい物質から構成されている複合材料の場合には健全面でも強い
反射波が発生するので、複合材料の界面損傷の検出には適用が困難である。過去の
委託研究においても繊維の有無は確認が出来るものの、内部の繊維の破断、繊維／
マトリックス間の界面剥離を検知できるものではなかった。
これに対して、被検体に大振幅正弦波バースト波を入射し、数十 MPa 程度の
繰返し応力により密着亀裂・損傷部を揺り動かしたときに励起される入射周波数の
整数倍周波数を持つ高調波をハイパスフィルタにより抽出し、その振幅あるいは時
間差を画像化することでこれらの欠陥の検出、画像化を可能とする方法である。
(b) 検査装置
主要構成は下記の通りである。（写真 2.11.1-5参照）
低歪大振幅制限波バースト波送受信機
RITEC PRP-400
送信周波数
0.3-20MHz
バースト波サイクル数
1-256
最大励起電圧
1800Vp･p
最大受信増幅率
100dB
写真 2.11.1-5 高調波画像化法検査装置
(c) 検査供試体
X 線 CT と同様に引張試験供試体の検査を行なった。
-60-
(d) 検査条件
超音波探触子
中心周波
50MHz
直径
3.2mm
焦点距離
12.7mm
素子
PVDF 膜
サンプルを水中支台上に置き、超音波探触子により面内走査（C-SACN）し、
損傷を画像した。
(e) 検査結果
破断面を含む供試体の広域を検査した結果を図 2.11.1-1に示す。
破断部では広域において内部損傷と思われる波形が確認された。
広域での検査は行なえるものの、分解能は劣る。
図 2.11.1-1 高調波画像化法検査結果
(3) Pre-Study 結果
X 線 CT は分解能に優れ、X 線の透過率を濃淡表示しているため、繊維の破損、
繊維／マトリックス間の界面での空間発生等は検知できるが、製造時に生じる
可能性がある繊維／マトリックス間の接合が不良は検知できない。設備面では、
降着装置構造部品に適用するには、既存の設備では対応は困難ではあるものの、
専用装置として開発は可能である。また、求める検査精度（分解能、画素数）
を適正化すれば、ライン検査として適当な撮影時間とすることも可能であると
考えられる。
一方、高調波画像化法は通常の超音波探傷と同様にＣ－SCAN で広域の検査を
-61-
行なうことができ、界面剥離の検査を行なうことも可能である。しかしながら
得られる散乱波形と内部損傷の状態との比較がなく、適用にはこれらのデータ
ベースの構築が必要である。
2.11.2 FOD試験供試体観察結果
高調波画像化法を用いて2.10.2項で実施したFOD試験供試体の内部損傷状態の調査を行
った。図 2.11.2-1に示すとおり、衝撃印加前の検査では内部損傷を示す波形は見られず、ほ
0
20
40
60
80
ぼ健全な状態であると思われる。
0
20
40
60
80
100
図 2.11.2-1 衝撃印加前検査結果
Full-without、Full-with の検査結果を
図 2.11.2-2、図 2.11.2-3 に示す。繊維配向方向に進展しているクラックに沿い内部損傷
が確認できると共に、繊維直角方向の破損も見られる。Full-with、45Jでは直角方向の損傷
は明確には確認できないが、Full-withoutでは直角方向の損傷が明確に確認できる。また、
Full-without 70Jでは直角方向の損傷は後半に及んでいるもののFull-withではその領域は狭く、
スキン層の保護効果が確認できる。
-62-
80
60
40
0
20
40
60
80
100
0
20
40
60
80
100
0
20
40
60
80
100
20
0
70J 印加
40
60
80
0
20
45J 印加
40
60
80 0
20
20J 印加
図 2.11.2-2
供試体 Full-without 検査結果
-63-
80
60
40
0
20
40
60
80
100
0
20
40
60
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40
60
80
100
20
0
70J 印加
40
60
80
0
20
45J 印加
40
60
80 0
20
20J 印加
図 2.11.2-3 供試体 Full-with 検査結果
-64-
同検査方法は断面に関する内部損傷の情報を得ることもできる。その結果を図 2.11.2-4、
図 2.11.2-5に示す。打痕から真下損傷が進展し、裏面向けての拡大の傾向は見られなかった。
平面
断面
断面
図 2.11.2-4 供試体 Full-without(70J 印加) 断面検査結果
平面
断面
図 2.11.2-5 試体 Full-with(70J 印加) 断面検査結果
-65-
2.12 降着装置部品への適用検討
2.12.1 材料特性比較
TMC及びCFRP複合材料と従来金属との引張強度及び剛性に関する材料特性として比強
度・比剛性で比較した結果を図 2.12.1-1に示す。
系列2
系列3
比剛性
60
500
50
400
40
300
30
200
20
100
10
0
比剛性, MN･ｍ/kg
比強度, ｋN･ｍ/kg
比強度
600
0
300M
Ti-5-5-5-3
CFRP Cloth
TMC
図 2.12.1-1 TMC と金属材料との比強度・比剛性の比較
図より下記のことがわかる。
(1) 現主要材料 300M と比較して比強度・比剛性ともに優れた強度材料である。
(2) CFRP と比較しても比剛性に優れた材料である。
(3) Ti 合金の特性である軽量で耐食性に優れた材料特性をそのまま有する。
以上のことから、TMC は優れた高強度複合材料であること、降着装置に適用した場合、
比強度あるいは剛性設計が要求される部位は比剛性が高い分だけの重量軽減効果を導き出
すことが出来ると考えられる。
一方、疲労強度は TMC にスキン層を設けた場合でも Ti-6Al-4V(STA)よりも優れた疲労特
性を有しており、接合部においては Ti-6Al-4V(STA)よりもやや劣る特性となっている。
-66-
○ TMC
● TMC＋スキン層
△ TMC/Ti 境界部
▲ TMC/Ti 境界部＋スキン層
1200
最大応力, MPa
1000
Ti-6Al-4V(STA)
800
600
400
200
0
1.00E+03
1.00E+04
1.00E+05
1.00E+06
1.00E+07
破断繰返し数
図 2.12.1-2 S-N 線図
2.12.2 部品選定
複合材料を降着装置構造部材に適用する場合、候補となる主要構成部品とその部品に加
わる荷重パターンを図 2.12.2-1に示す。
-67-
外筒(Cylinder)
曲げ・捩り・内圧荷重
支柱(Stay, Stay)
引張・圧縮軸力荷重
内筒(Piston)
曲げ荷重
トルクリン
ク曲げ荷重
車軸(Axle)
曲げ荷重
図 2.12.2-1 降着装置の主要構成部品と負荷される荷重
複雑な応力が加わる構造部材にも適用するのが最終的目標になるが、新材料の導入初期
段階にはなるべく単純な荷重が加わる部位から適用するのが技術的難度は低いと考える。
その点からすると、下記の部位への適用が考えられる。
(1) Upper and lower side stay
(2) Brake rod（ボギータイプの場合のみ）
(3) Lock link *
(4) Actuator Parts
(5) Axle
ここでは、印加される荷重が単純引張りと圧縮となる Side Stay が構造的にも大きく、よ
って重量軽減効果が期待できることから、Side Stay の TMC 化を主眼において開発をすすめ
ることとする。当部材選定は、前回の研究成果を含めて、また B787 脚部材の CFRP 化が Side
Stay に対して行われたことからも、妥当な判断と考える。Side Stay は支柱であり、通常脚
揚降及び収納時には折りたたまれる必要があることから 2 分割の構成をとり、Upper Side
-68-
Stay と Lower Side Stay の 2 つの構造部材で構成されている。
Side Stay を TMC 化する場合、脚の収納性及び配線・配管・センサー等のアクセサリー部
品の組み込み安さから、Upper 及び Lower Side Stay ともに H 型形状とするか、H 型と円筒
型の組合せにするのが望ましい。
一方で、単純引張りと圧縮部材に対して強化繊維を 0 度方向に組み込むことで、これま
での試験で得られた結果からも最も高い比強度・比剛性が得られる。また、TMC 部材の作
りやすさから想定すると、強化繊維を容易に強度・剛性強化に寄与する部位に連続配置す
るには円筒形状とすることが望ましいことになる。B787 の実用化例から Upper 及び Lower
共に円筒型形状とすることもアクセサリー部品の組込み性には将来的に大きな問題にはな
らないものと想定する。
2.12.3 降着部品の設計検討
得られた強度及び一部のカタログ値を利用して、本研究で次年度以降に試作する Side Stay
の設計をすすめる。設計手法は、前項までに得られた結論である金属材料設計手法が適用
可能との判断のもと進める。ここでの試作は、100 席クラスの民間機用降着装置を前提にす
る。その理由は、ライフルサイクル・コストではなく直接コストの低減化が要求される 100
席クラス以下のリージョナル機では、このような高価な高強度材料の導入の障壁は高いと
判断されること、他方大型機・中型機クラスの付加価値の高い機体では、B787 での実用化
例にあるように、ライフサイクル・コストを含めた全体コスト最適化の観点から導入しや
すい反面、耐荷重も大きくなるため試作対象とするにはサイズが大きなものになり、本研
究対象の主旨からはずれるためである。今回、100 席クラスを前提に試作研究をすすめれば、
サイズ的に小さくなり、実機サイズのものを試作することが可能と判断する。一方で、将
来的には 150 席～200 席にスケールアップすることが容易である。
本年度は静荷重に対して設計を行い、次年度以降、得られた疲労データをもとに安全寿
命設計の検討を進める。複合材料に一般的に要求される損傷許容設計の取扱については、
本研究の域を超えるので、今回の設計には特に考慮しないが、次年度において将来的な課
題として取り扱う。
降着装置構造全般に対する一般的要求：
(1) 設計寿命は 25 年のサービス・ライフまたは 100,000 飛行時間または 50,000 飛行サ
イクルとする。
(2) 疲労寿命安全率（スキャッター・ファクター）
：5
-69-
(3) 目標オーバーホール間隔：
12 年または 25,000 飛行サイクルのいずれか早い方
TMC Side Stay構造に対する荷重要求：
(1) Side Stay は TMC 部分とチタン合金バルク材部分とのハイブリッド構造とする。
(2) 強度・剛性の強化が必要となる円筒部分を TMC 化する。
(3) ピン結合部となるクレビスエンド部分は純タン合金バルク材とする。
(4) Bush をクレビスエンド部分に組み込むこと。
(5) ピン間距離：750 mm
(6) 静荷重条件は下記の通りとする。
a.
引張り側保証荷重：
200 kN
b. 圧縮側保証荷重：
330 kN
c.
300 kN (保証荷重の 1.5 倍)
引張り側終極荷重：
d. 圧縮側終極荷重：
e.
500 kN (保証荷重の約 1.5 倍)
耐座屈荷重：設計目標として 500 kN 以上 750 kN 以下で TMC 部分で発生す
ること。座屈前に圧縮破壊が起こることは許容しない。
(7) 耐環境要求は下記の通り。
a.
RTCA-DO-160F Operational conditions Category D2;
Normal operating range (ambient air/shock absorber fluid): -55ºC to +70ºC
b. RTCA-DO-160F Ground Survival Temperature Category D2;
Extreme non-operating range (ambient air/shock absorber fluid): -55ºC to +85ºC
c.
その他環境条件としては塩水噴霧、流体感受性、湿度、耐雷性等を考慮する
こと。詳細は次年度更に検討する。
d. 複合材料であることから、In service における FOD によるクラックの発生に対
する設計の考慮を行うこと。詳細は次年度更に検討する。
上記荷重条件に基づき設計した Side Stay の形状を下記に示す。全長 800mm で、TMC 円筒
部外形は 60mm、肉厚は 3mm 程度。重量は 3.16kg となる。なお、耐 FOD 性向上ならびに、
TMC 部分は HIP 後に仕上げ加工を行うことを前提にして内外面に 0.5mm 最小の Ti-6Al-4V
のスキン層を設けることとした。
-70-
両端部はＴi合金
を拡散接合。
全長:800mm
TMC部分：
外径:60mm
肉厚:3mm
図 2.12.3-1 TMC Side Stay 形状
材料物性値は TMC 材料供給メーカのカタログ値を下記に示す。なお、これらの値の妥当
性については本年度研究において検証を行っている。
表 2.12.3-1 HIP 焼結した Ti-3Al-2.5V の物性(引張強度)
Tensile
0.2% PS (MPa)
UTS (MPa)
Mod (GPa)
Elongation %
Max
578.00
705.00
106.00
30.10
Min
576.00
702.00
102.00
28.40
average
576.50
703.00
103.75
29.18
1.00
1.41
1.71
0.85
STD
表 2.12.3-2 HIP 焼結した TMC の物性
Tensile
Compression
UTS (MPa)
Mod (GPa)
Max
1489.00
218.00
3170.00
Min
1409.00
176.00
2864.00
average
1449.56
192.11
3015.75
26.16
12.90
134.34
STD
-71-
UTS (MPa)
表 2.12.3-3 HIP 焼結した Ti-6Al-4V の物性(引張)
Tensile
0.2% PS (MPa)
UTS (MPa)
Mod (GPa)
Elongation %
max
878.00
938.00
110.00
25.70
min
875.00
934.00
105.00
20.50
average
876.50
935.75
107.00
22.68
1.29
1.71
2.16
2.18
STD
クレビスエンド部インターフェイス寸法
図 2.12.3-2 クレビスエンド部インターフェイス寸法
クレビス部強度確認
降着装置構造設計に使用している計算シートを用いて計算した結果、M.S.=+0.73 と
強度に問題のないことを確認した。
なお、クレビスエンド部の Ti-6Al-4V のクレビスエンド特性曲線(クレビスエンド・
カーブ)は「Ti-6Al-4V 焼鈍板材 t≦4in、Ti-6Al-4V 焼鈍板材/棒材及び鍛造品 t≦3in、焼
鈍型材」を使用した。
-72-
ブッシュの面圧強度確認
降着装置構造設計に使用している計算シートを用いて計算した結果、M.S.=+0.30 と
強度に問題のないことを確認した。
TMC円筒部引張強度確認
以下の通り、TMC 部分だけで M.S.=+0.60 と問題のないことを確認した。
外径
D=59.1mm
内径
d=55.3mm
印加荷重
P=300kN
断面積
S=341mm2
許容応力
Ftu=1.409GPa
許容荷重
Ptu=Ftu*S=481kN
安全余裕
M.S.=Ptu/P-1=+0.60
D
d
TMC円筒部圧縮強度確認
以下の通り、TMC 部分だけで M.S.=+0.30 と問題のないことを確認した。
外径
D=59.1mm
内径
d=55.3mm
印加荷重
P=750kN
断面積
S=341mm2
許容応力
Fcu=2.864GPa
許容荷重
Pcu=Fcu*S=976kN
安全余裕
M.S.=Pcu/P-1=+0.30
TMC Side Stay座屈強度確認
以下の通り、座屈荷重(Pcr)は 500kN＜Pcr＜750kN という要求に収まることを確認し
た。
-73-
l=750mm
長さ
(外側の Ti クラッド層)
外径
D1=60.0±0.1mm
内径
d1=59.2±0.1mm
ヤング率
E1=102GPa
(TMC 層)
外径
D2=59.2±0.1mm
内径
d2=55.2±0.1mm
ヤング率
E2=176GPa
(内側の Ti クラッド層)
外径
D3=55.2±0.1mm
内径
d3=54.4±0.1mm
ヤング率
E3=102GPa
π
Pcr =
座屈荷重
2
∑E
n
l
π
I
n n
2
=
2
∑E
(
π Dn 4 − d n 4
n
)
64
n
l
(オイラーの公式)
2
ただしオイラーの式は等方性材料に関するものであり、異方性材料に対して成り立つと
は限らないが、異方性材料の長柱の座屈公式として確立されたものがないため、仮に本式
を当て嵌めた Pcr が最小となるのは最外径が最小かつ最内径が最大で、
ヤング率の高い TMC
層の外径が最小かつ内径が最大のケース、すなわち D1=59.9mm、d3=54.5mm、D2=59.1mm、
d2=55.3mm の時である。この時、
π
Pcr =
2
∑E
(
π Dn 4 − d n 4
n
64
n
l2
)
π3
= 64
{ (
4
4
)
(
4
4
)
(
4
× E1 D1 − d1 + E 2 D2 − d 2 + E3 D3 − d 3
4
)}
l2
= 538(kN )
一方、Pcr が最大となるのは最外径が最大かつ最内径が最小で、ヤング率の高い TMC 層
の外径が最大かつ内径が最小のケース、すなわち
D1=60.1mm、d3=54.3mm、D2=59.3mm、d2=55.1mm
の時である。この時、
-74-
π3
Pcr = 64
{ (
4
4
)
(
4
4
)
(
4
× E1 D1 − d1 + E 2 D2 − d 2 + E3 D3 − d 3
l2
4
)}
= 583(kN )
これらの結果により、538kN＜Pcr＜583kN となり、設計上は設計目標を達成できること
を確認した。
2.12.4 重量比較
前項までに記述したようにTMCは比強度・比剛性に優れた高強度材料であることから、
従来金属材料と比較してどの程度の重要軽減が可能になるかを以下で述べる。2.12.3章で記
載した強度要求に対して下記 3 種類の金属材料との重量比較を行った。
(1) 300M
(2) Ti6-4
(3) Al7075
(4) TMC
-75-
18
16
100
14
78
78
重量, kg
12
68
10
8
6
4
2
0
300M
Ti6-4
図 2.12.4-1
Al
TMC
Side Stay 重量比較
上記重量比較は 150 席クラスの降着装置(引張り側保証荷重値：420kN 圧縮側保証荷重
値：730kN 耐座屈荷重：1100kN、ピン間距離 1066mm)を想定して行った。金属材料の場合、
各強度レベルとそれに加えて、加工性を考慮して行ったSizingを考慮している。例えば、300M
の場合、薄肉化により軽量化は強度上可能だが、肉厚 2mm以下の薄肉円筒となることから、
加工できず、加工性を考慮した重量となっている。図 2.12.4-1より下記のことがわかる。
(1) ベースラインと考える降着装置主要材料 300M と比較して 30%以上の重量軽減が可
能となる。
(2) 同じく、アルミ合金やチタン合金と比較しても重量軽減 10%が見込まれる。
上記検討結果から、最も軽量な Side Stay が実現できることがわかる。ただし、本検討をお
こなっている過程で、下記の件について更に課題として判明した。次年度の課題としたい。
(1) TMC Side Stay の TMC 部分とクレビスエンド部分の重量割合を 40%弱がクレビスエ
ンド部分となっており、この傾向は、Side Stay の大型化にともなって更に拡大する
ものと想定する。大型機・中型機用降着装置に適用する場合は、クレビスエンド部
分の強度設計最適化に加えて高強度チタンの適応検討も必要となる。
(2) 将来的にはクレビスエンド部分の繊維強化による重量軽減検討。
-76-
2.13 結論
今年度研究の結果として、以下を得ることができた。
(1) TMC の強度特性に関しては以下の結果を得た。
① HIP 後の成形品の残留応力測定の結果、過度の残留応力の発生はなく、発生し
ている残留応力も均一であり、降着装置構造部品の薄肉部材への適用が可能性
であること確認した。
② 引張試験、圧縮試験の結果、TMC 材料供給メーカのカタログ値とほぼ同等の値
を得ることができた。また、降着装置構造部品適用時に必要となる表層のチタ
ン層を設けた場合には平均強度としては低下するが、複合側を用いることによ
り強度予測は可能である。
③ T 方向引張試験の結果、界面剥離によりマトリックス強度よりも低い T 方向強
度となったことから、配向角を変えた積層構造とすることは避けるべきであり、
一方向配向材での使用が好ましい。
④ TMC と Ti 合金の境界部では Ti 合金の強度が得られ、繊維端部が起因する強度
低下は見られなかった。
⑤ 疲労特性に関しては TMC 部では Ti-6Al-4V STA 以上の疲労特性を有しており、
境界部でも繊維端部の応力集中は見られず、Ti-6Al-4V を若干下回る程度の疲労
特性を有していることを確認した。
⑥ FOD 試験ではスキン層が無い場合には 20J 程度の低エネルギーでもクラックが
生じるが、Ti-6Al-4V の 0.4mm 程度の薄いスキン層を設けることによりクラック
の発生を抑えられると共に内部損傷の領域を低減することが可能である。また、
損傷領域は衝撃印加の狭い領域に留まり、大きなエネルギーの場合には全体へ
のクラックとして損傷が発生する。
(2) 非破壊検査手法の検討結果として、X 線 CT は分解能に優れ、繊維の破損は検知で
きるが、繊維／マトリックス間の接合不良は検知できない。また、降着装置構造部
品に適用するには、既存の設備では対応は困難であり、専用装置の開発が必要であ
る。一方、高調波画像化法は通常の超音波探傷と同様にＣ－SCAN で広域の検査を
行なうことができ、界面剥離の検査を行なうことも可能である。しかしながら得ら
れる散乱波形と内部損傷の状態との比較がなく、適用にはこれらのデータベースの
構築が必要である。
(3) 降着装置部品への適用として座屈荷重が評定となる Side Stay への適用を検討した。
TMC は中央の円筒部に適用し、両端のクレビスエンド部はチタン合金のバルク材と
-77-
して重量軽減量を検討した結果、30%以上の重量軽減が得られた。
-78-
第3章 問題点と今後の課題
3.1 設計上の課題
今回の試験の結果、TMC 単体では FOD によりクラックが生じやすいが、スキン層を設け
ることにより耐衝撃性を向上させることができる。しかしながら、スキン層の強度、剛性
は TMC 部よりも大きく劣るため、厚いスキン層は重量軽減の妨げとなる。そのため、強度、
剛性、耐衝撃性を考慮し、重量軽減量が最大となるように TMC とスキン層の厚さを最適化
する必要がある。
ただ、降着装置部品への複合材料の適用は始まったばかりで公的規格もないため、衝撃
印加エネルギーレベルの設定等は機体メーカーとの調整により仕様を決めていく必要があ
る。
3.2 プロセス上の課題
本研究では固化手法として HIP を採用したが、HIP では製品を気密容器（カプセル）に封
入して固化処理を行ない、その後にカプセルを削り落として製品を取り出すため、カプセ
ルは安価な仕様が望ましい。しかしながら本カプセルは製品の固化時に必要な圧力を均一
に負荷できると共に、真空容器として圧力負荷時にも気密性を保持する必要がある。これ
らの条件を満たすカプセルの構造設計は品質安定化、またコストの成立性においても重要
である。
また、今回の Side Stay への適用検討については、クレビスエンド部をチタン合金のバル
ク材としたが、Side Stay の TMC 部分とクレビスエンド部分の重量割合は 40%弱がクレビス
エンド部分となっており、この傾向は Side Stay の大型化にともなって更に拡大するものと
想定する。大型機・中型機用降着装置に適用する場合は、クレビスエンド部分の強度設計
最適化に加えて高強度チタンの適応検討も必要となる。
3.3 その他・コスト・市場性の課題
ボーイング社が開発した航空機に使用されている材料の変遷を下記に示す。
-79-
B747
その他
1%
(1968年)
鉄鋼
13%
Ti合金
4%
複合材
1%
その他
5%
Al合金
81%
Al合金
20%
B787
その他
1%
B757
Ti合金
6%
複合材
3%
(1986年)
脚にもTi
合金が
脚にもTi合金が
多用され、
多用され、鉄鋼
の比率は一段と
鉄鋼
低下
10%
鉄鋼
12%
Al合金
78%
その他
1%
B777
Ti合金
15%
(1996年)
鉄鋼
11%
Ti合金
7%
複合材
11%
複合材
50%
Al合金
70%
図 3.3-1 ボーイング社旅客機の機体材料構成の変化
機体構造は軽量化のため Al 合金が複合材に置き換わり、降着装置や高揚力装置等高負荷が
かかる部位については、鉄鋼から Ti 合金へ緩やかに変化を続けている。特に降着装置では
より軽量化と耐食性改善効果を兼ね備えた Ti 合金のニーズが高く、比強度が 300M 並みに
ある高強度 Ti の採用が大型機・中型機では積極的である。ただ、チタン合金は剛性が鉄鋼
の 1/3 (1200Mpa)程度しかなく、かつ、供給先が世界でも極めて限定されていることから、
150 席クラスの降着装置には安定供給面で大きなボトルネックになると考えている。
今回の研究対象である TMC は、Ti そのものは安定供給可能な 6-4Ti あるいは 3-2.5Ti をマ
トリックスにし、高強度化・高剛性化を目的にセラミック長繊維で補強しており、セラミ
ック長繊維の供給源を確保する必要はあるものの、それ自身は通常の工業化プラントで対
応可能な技術であることから、将来的には降着装置以外への適用も含めて市場拡大による
量産化・コスト低減が実現可能なものと考える。
コスト面からすると 300M に比べて、本年度作成した Test Panel 製造コストからすると数
倍の価格となることが推定される。来年度以降、実機サイズ・ベースの Side Stay 試作を通
じて試作コストを掌握し、かつ、その結果をもとに量産モデルに対するコスト・モデルを
算出することが課題と考える。素材 300M での価格あるいは Al 鍛造からの一部削り出しモ
デルの加工費と同程度であれば確実に市場での置き換えニーズは増すが、現実にはセラミ
ック繊維のコストあるいは HIP プロセス・コスト等がボトルネックになるものと想定して
いる。次年度コスト目標としては、量産コストモデルを作成すること、量産コストが 6-4Ti
で製造した場合のコストと同等かそれ以下とすること、さらに加えて、300M に比べて本年
-80-
度重量検討で予測された 30%の重量軽減効果で市場性が確保できるようなシナリオが可能
かマーケット調査を合わせて行って最終的な目標コストと、そのための課題を明確にして
いく必要がある。
-81-
第4章 関連事項調査
4.1 関連特許
1) 1) US PATENT No. 5,675,837
PROCESS FOR THE PREPARATION OF FIBER
REINFORCED METAL MATRIX COMPOSITE AND NOVEL PREFORMS
2) 1) US PATENT No. 5,933,703
PROCESS FOR THE PREPARATION OF FIBER
REINFORCED METAL MATRIX COMPOSITE AND NOVEL PREFORMS
4.2 参考技術文献
1) 経済産業省Home Page：
http://www.meti.go.jp/policy/economy/gijutsu_kakushin/kenkyu_kaihatu/str2010download.
html
2) SAE AMS6257D Steel Bars, Forgings, and Tubing 1.6Si - 0.82Cr - 1.8Ni - 0.40Mo - 0.08V
(0.40 - 0.44C) Consumable Electrode Vacuum Remelted Normalized and Tempered, SAE
International, 2007.
3) SAE AIR5552 (Draft) Development and Qualification of Composite Landing Gear, SAE
International, 2010.
4) 社団法人日本航空宇宙工業会: メタル・マトリックス複合材の脚部品への適用研究,
平成 17 年度 革新航空機技術開発センター委託研究成果報告書 No. 1712, (2005)
5) 社団法人日本航空宇宙工業会: メタル・マトリックス複合材の脚部品への適用研究,
平成 18 年度 革新航空機技術開発センター委託研究成果報告書 No. 1804, (2006)
6) 山田 毅、佐藤広明、都筑隆之、長繊維強化チタン基複合材料の超塑性加工、三菱重
工業技報, Vol.34, No.5 (1997-9)
7) 祖父江 靖，橋本良作，小河昭紀，周 風華, Ti 合金（SP700）及び SiC（SCS-6）／ Ti
（SP700）, 複合材料の引張試験航空宇宙技術研究所資料 742 号, (1999)
8) William W. Macy, Mark A. Shea, and David Morris, Titanium Matrix Composite Landing
Gear Development, SAE Technical Report No. 892337 (1989) （F15 Cylinder TMC 化）
9) Mark A. Shea, William W. Macy and David Morris, Testing of a Titanium Matrix
Composite Landing Gear, SAE Technical Report No. 912175 (1991) （F15 Cylinder TMC
化）
10) TISICS社Home Page：
http://www.tisics.co.uk/
-82-
11) 金属技研株式会社Home Page：
http://www.kinzoku.co.jp/eng/images/img17b.gif
12) J. E. Spowart and T. W. Clyne, The Axial Compressive Failure of Titanium Reinforced With
Silicon Carbide Monofilaments, Acta material Vol. 47, No. 2, pp. 671±687, 1999 (圧縮 TP
試験)
13) 小笠原
俊夫、石川
隆司、炭素繊維複合材料に対する無孔圧縮試験方法の相互比
較と簡便な試験法（NAL-Ⅱ法）の提案
http://repository.tksc.jaxa.jp/dr/prc/japan/contents/AA0064235000/64235000
.pdf
14) Irene G Pettigrew, Katherine Kirk, Robert A Smiths, Frequency Effects in High-Frequency
Pulse-Echo Ultrasonic Imaging of Titanium Metal Matrix Composites, EC NDT Fr.1.8.3
(2006)
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