JP5442857B2 - 高強度用の近β型チタン合金およびその製造方法 - Google Patents

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関連出願の相互参照
本出願は、２００９年５月２９日に出願された米国仮特許出願第６１／１８２，６１９号、および、２００９年７月６日に出願された英国特許出願第０９１１６８４．９号の優先権を主張するものであり、その全ては、本願明細書に全てが記されているかのごとく、参照により組み込まれるものとする。

本発明は概して、高力チタン合金およびその製造技術に関する。この合金は、高強度、深焼き性、および優れた延性が必要とされる複合的な特性を有する用途に有利に用いられる。

従来、様々なチタン合金及びスチール合金が航空機コンポーネントの製造に用いられてきた。チタン合金を使用すると、スチール合金からなる部品よりも軽い部品を得ることができるため、有利である。

このようなチタン合金の例としては、Tetyukhin氏らによる特許文献１（米国特許第７，３３２，０４３号）に開示されているものがあり、航空工学用途において、アルミニウム５％、モリブデン５％、バナジウム５％、クロム３％、および鉄０．４％からなるＴｉ−５５５−３合金の使用が記載されている。しかしながら、Ｔｉ−５５５−３合金は、航空工業における過酷な用途（例えば、着陸装置）に必要とされる所望の高強度、深焼き性、および優れた延性を確実にもたらすわけではない。さらに特許文献１は、チタン合金の組成において重要な元素である酸素をＴｉ−５５５−３合金に用いることを開示していない。多くの場合、酸素のパーセンテージは、強度特性に顕著な影響を与えることを目的として調整する。

他の例は、特許文献２（米国特許出願公開第２００８／００１１３９５号）に見られ、アルミニウム、モリブデン、バナジウム、クロム、および鉄を含有するチタン合金について記載されている。しかしながら、特許文献２で規定される合金における元素の重量パーセンテージの範囲は過度に広範である。例えば、Ｔｉ−５Ａｌ−４．５Ｖ−２Ｍｏ−１Ｃｒ−０．６Ｆｅ（ＶＴ２３）およびＴｉ−５Ａｌ−５Ｍｏ−５Ｖ−１Ｃｒ−１Ｆｅ（ＶＴ２２）の合金は、この規定の重量パーセンテージ範囲内に容易に収まる。これら合金は、遡ること１９７６年より以前から公知である。さらに、特許文献２に定められる重量パーセンテージの好ましい範囲では、強度と延性のバランスが悪くなる。したがってこの参考文献は、着陸装置など、航空工業における過酷な用途に求められる所望の高強度、深焼き性、および優れた延性が得られない。

米国特許第７，３３２，０４３号明細書 米国特許出願公開第２００８／００１１３９５号明細書

そのため、航空工業における過酷な用途の要求を満たす改善された強度、深焼き性、および優れた延性特性をもつ合金が必要とされる。こうした製品にとって非常に重要な特徴は、高抗張力（例えば、引張降伏強度（ＴＹＳ：tensile yield strength）および最大抗張力（ＵＴＳ：ultimate tensile strength）、弾性率、伸び、および断面積減少度（ＲＡ：reduction in area）である。さらにこのような合金を、その性能を改善するよう製造し、処理する高度な技術が必要とされる。

上述の問題、要求、および目標を踏まえ、高力近（near）β型チタン合金を開示する。一実施形態において、チタン合金は、重量百分率で５．３〜５．７％のアルミニウム、４．８〜５．２％のバナジウム、０．７〜０．９％の鉄、４．６〜５．３％のモリブデン、２．０〜２．５％のクロム、および０．１２〜０．１６％の酸素とともに、残余重量％のチタンおよび不可避不純物を含む。

他の実施形態において、チタン合金は、β共析（β_ＥＵＴ）安定化剤に対するβ同形（β_ＩＳＯ）安定化剤の比が１．２〜１．７３、より詳しくは１．２２〜１．７３であり、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比は以下のように表される。

本明細書で与えられる式中、Ｍｏ、Ｖ、Ｃｒ、およびＦｅはそれぞれ、チタン合金中のモリブデン、バナジウム、クロム、および鉄の重量パーセンテージを表している。一実施形態において、β同形の値は７．８０〜８．７７の範囲内であり、特定の実施形態においては、約８．３３である。他の実施形態において、β共析の値は５．０８〜６．４２の範囲内であり、特定の実施形態においては、約５．８２である。ある特定の実施形態において、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比は約１．４であり、より具体的には１．４３である。

さらに別の実施形態において、チタン合金はモリブデン当量（Ｍｏ_ｅｑ）で１２．８〜１５．２であり、モリブデン当量は以下のように表される。

特定の実施形態において、モリブデン当量は約１４．２である。さらに別の実施形態において、チタン合金はアルミニウム当量（Ａｌ_ｅｑ）８．５〜１０．０であり、アルミニウム当量は以下のように表される。
Ａｌ_ｅｑ＝Ａｌ+２７Ｏ
式中、ＡｌおよびＯはそれぞれ、チタン合金中のアルミニウムおよび酸素の重量パーセンテージを表す。特定の実施形態において、アルミニウム当量は約９．３である。他の実施形態において、チタン合金のβ変態温度（Ｔ_β）は約１５５７°Ｆ〜約１６２７°Ｆ（約８４７℃〜約８８６℃）であり、華氏（°Ｆ）でのβ変態温度は以下のように表される。
T_β = 1594 + 39.3Al + 330O + 1145C + 1020N
- 21.8V - 32.5Fe - 17.3Mo - 70Si - 27.3Cr
この式中、Ｃ、Ｎ、およびＳｉはそれぞれチタン合金中の炭素、窒素、およびシリコンの重量％を表す。特定の実施形態において、β遷移温度は約１５９０°Ｆ（約８６５℃）である。また特定の実施形態においては、アルミニウムの重量％は約５．５％、バナジウムの重量％は約５．０％、鉄の重量％は約０．８％、モリブデンの重量％は約５．０％、クロムの重量％は約２．３％、かつ／あるいは酸素の重量％は約０．１４％である。

一実施形態において、この合金により優れた引張特性を達成することができる。例えば、この合金は最低１７０キロポンド毎平方インチ（ｋｓｉ）の引張降伏強度（ＴＹＳ）、最低で１８０ｋｓｉの最大抗張力（ＵＴＳ）、最低で１６．０メガポンド毎平方インチ（Ｍｓｉ）の弾性率、最低１０％の伸び、および／または最低２５％の断面積減少（ＲＡ）を達成することが可能である。

さらに他の実施形態において、この合金は優れた疲労抵抗を達成することができる。例えば、この合金は、ＡＳＴＭ Ｅ６０６規格にしたがい、平滑軸疲労試験片を＋０．６％と−０．６％と間で交互に歪ませて検査すると、最低で２００，０００サイクルの疲労寿命を達成可能である。

一実施形態において、合金組成は０．７〜０．９重量％の鉄濃度で、着陸装置などの重要な航空機コンポーネントに求められる所望の高強度、深焼き性、および優れた延性特性を達成する。この結果は、低量の鉄を使用する利点を強調する先行技術の教示の観点からは特に予想外のことである。例えば、特許文献１は、大型部品でより高レベルの強度を達成するには０．５重量％未満の鉄濃度を用いることが必要であると開示している。

本発明の他の実施形態によると、本明細書に記載の高力近β型チタン合金を含む航空機コンポーネントが提供される。特定の実施形態においては、航空機コンポーネントは着陸装置を含む。

本発明の他の実施形態によると、高強度、深焼き性、および優れた延性を要する用途に用いるチタン合金の製造方法を提供する。この方法は、重量百分率で５．３〜５．７％のアルミニウム、４．８〜５．２％のバナジウム、０．７〜０．９％の鉄、４．６〜５．３％のモリブデン、２．０〜２．５％のクロム、および０．１２〜０．１６％の酸素とともに残余重量％のチタンおよび不可避不純物を含む高力近β型チタン合金をまず用意し、β変態温度未満の温度（例えば、サブトランザス温度）でチタン合金の溶体化処理を行い、またチタン合金の析出硬化を行うことを含む。

ある実施形態においては、製造方法はさらにβ変態温度未満での合金の真空アーク再融解ならびに／またはチタン合金の鍛錬および圧延を含む。特定の実施形態においては、高強度、深焼き性、および優れた延性の合金を製造する、開示された方法は、航空機コンポーネント、より具体的には着陸装置の製造に使用する。

本明細書に組み込まれ、その一部をなす添付図面は、本発明の具体的な実施形態を示し、また本発明の原理を説明する役割を果たす。

本発明の例示的な実施形態による方法のフローチャートを示す。 本発明の実施形態により製造される代表的なチタン合金の顕微鏡写真を示す。 最大抗張力および伸び従来のチタン合金とを比較したグラフ。 最大抗張力および伸びに関して本発明の実施形態により製造される代表的なチタン合金と従来のチタン合金で得られた値との別のプロットを示す。

全図面において、同一参照符号および文字は、特に示さない限り、説明される実施形態の同様の特徴、要素または部分を表すために用いる。さらに、本発明は図面につき以下に詳細に説明するが、これは例示的な実施形態に関連して行う。

深焼き性および優れた延性をもつ高力チタン合金を開示する。このような合金は、航空工業用または高強度、深焼き性、および優れた延性が求められる他の適当な用途に用いるのに理想的である。

航空機コンポーネントの製造または他の適当な用途に用いるのに都合がよい上述のチタン合金の製造技術もまた開示する。本明細書中で開示される様々な実施形態によるチタン合金は、特に着陸装置の製造に好適であるが、ファスナや他の航空機コンポーネントなど、その他の適当な用途が考えられる。

一実施形態において、チタン合金を提供する。代表的合金は、重量百分率で５．３〜５．７％のアルミニウム、４．８〜５．２％のバナジウム、０．７〜０．９％の鉄、４．６〜５．３％のモリブデン、２．０〜２．５％のクロム、および０．１２〜０．１６％の酸素とともに残余％のチタンおよび不可避不純物を含む。

チタンの合金元素としてのアルミニウムはα相が安定になる温度を上昇させるα安定化剤である。一実施形態において、アルミニウムは合金中、重量百分率で５．３〜５．７％存在する。特定の実施形態において、アルミニウムは約５．５重量％存在する。アルミニウム含有量が本明細書に開示する上限を超える場合、α安定化が過剰になり、Ｔｉ_３Ａｌの形成により脆化感受性が増大する可能性がある。一方、アルミニウムを本明細書に開示する範囲未満にすると、時効中におけるα析出の動態に悪影響を及ぼすおそれがある。

チタンの合金元素としてのバナジウムは、β変態温度を低下させる同形β安定化剤である。一実施形態においてバナジウムは合金中、重量百分率で４．８〜５．２％存在する。特定の実施形態において、バナジウムは約５．０重量％存在する。バナジウム含有量が本明細書に開示する上限を超える場合、β安定化が過剰になり、最適の焼入性が得られない可能性がある。一方、バナジウムを本明細書に開示する範囲未満にすると、β安定化が不十分となるおそれがある。

チタンの合金元素としての鉄は、β変態温度を低下させる共析β安定化剤であり、鉄は室温においてはチタンの強化元素である。一実施形態において鉄は合金中、重量百分率で０．７〜０．９％存在する。特定の実施形態において、鉄は約０．８重量％存在する。上記したとおり、０．７〜０．９重量％の鉄濃度を用いると、例えば着陸装置などの過酷な航空機コンポーネントの用途に要求される所望の高強度、深焼き性、および優れた延性特性を達成することができる。しかしながら、鉄含有量が本明細書に開示する上限を超える場合、インゴット固化中の溶質偏析が過剰になる可能性があり、機械的特性に悪影響を及ぼすおそれがある。一方、本明細書に開示する範囲未満の鉄濃度を用いると、所望の高強度、深焼き性、および優れた延性特性を達成できない合金が生成される場合がある。これは例えば、特許文献１に記載されるＴｉ−５５５−３合金の特性により実証されており、また以下に記載する実施例において行われる試験によっても実証されている。

チタンの合金元素としてのモリブデンは、β変態温度を低下させる同形β安定化剤である。一実施形態においてモリブデンは合金中、重量百分率で４．６〜５．３％存在する。特定の実施形態において、モリブデンは約５．０重量％存在する。しかしながら、モリブデン含有量が本明細書に開示する上限を超える場合、β安定化が過剰になり最適な焼入性が得られない可能性がある。一方、モリブデンを本明細書に開示する範囲未満にすると、β安定化が不十分になりうる。

クロムは、チタンのβ変態温度を低下させる共析β安定化剤である。一実施形態において、クロムは合金中、重量百分率で２．０〜２．５％存在する。特定の実施形態において、クロムは約２．３重量％存在する。クロム含有量が本明細書に開示する上限を超える場合、共析化合物の存在により展延性が低下する可能性がある。一方、クロムを本明細書に開示する範囲未満にすると、焼入性が低下する可能性がある。

チタンの合金元素としての酸素はα安定化剤であり、酸素は室温においてチタン合金の効果的な強化元素である。一実施形態において、酸素は合金中、重量百分率で０．１２〜０．１６％である。特定の実施形態において、酸素は約０．１４重量％である。酸素の含有量が少なすぎる場合、過度に強度が弱くなる可能性があり、過度にβ変態温度が低下する可能性があり、また金属くずを合金の溶解に使用することが適当でなくなるために合金のコストが高くなる可能性がある。一方、含有量が多すぎると、耐久性および損傷許容特性が低下する可能性がある。

本発明の実施形態によると、チタン合金は、生成される合金の所望の特性を達成するためにさらに不純物または例えばＮ、Ｃ、Ｎｂ、Ｓｎ、Ｚｒ、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｕ、Ｓｉなどの他の元素を含む。特定の実施形態において、これらの元素はそれぞれ重量百分率で０．１％未満存在し、これらの元素の総含有量は０．５重量％未満である。

本発明の他の実施形態によると、チタン合金は、β共析（β_ＥＵＴ）安定化剤に対するβ同形（β_ＩＳＯ）安定化剤の比が１．２〜１．７３、より具体的には１．２２〜１．７３であり、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比は式（１）で以下のように表される。

本明細書で定める式中、Ｍｏ、Ｖ、Ｃｒ、およびＦｅはそれぞれ、合金中のモリブデン、バナジウム、クロム、および鉄の重量百分率を表している。一実施形態において、β同形の値は７．８０〜８．７７の範囲内であり、特定の実施形態においては、約８．３３である。他の実施形態において、β共析の値は５．０８〜６．４２の範囲内であり、特定の実施形態においては、約５．８２である。ある特定の実施形態においては、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比は約１．４であり、より具体的には１．４３である。

β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比が１．２〜１．７３である合金を用いることは、所望の高強度、深焼き性、および優れた延性特性を達成するために非常に重要である。この比が本明細書に開示する上限を超える場合、焼入性が低下する。一方、この比を本明細書に開示する範囲未満にすると、所望の高強度、深焼き性、および優れた延性特性を達成することができない。これは例えば、特許文献２に記載される合金の特性により実証されている。

本発明の他の実施形態によると、チタン合金はモリブデン当量（Ｍｏ_ｅｑ）１２．８〜１５．２であり、モリブデン当量は式（２）で以下のように表される。

特定の実施形態においては、モリブデン当量は約１４．２である。さらに別の実施形態において、合金はアルミニウム当量（Ａｌ_ｅｑ）８．５〜１０．０であり、アルミニウム当量は式（３）で以下のように表される。
Ａｌ_ｅｑ＝Ａｌ＋２７Ｏ ・・・（３）
式中、ＡｌおよびＯはそれぞれ、チタン合金中のアルミニウムおよび酸素の重量百分率を表す。特定の実施形態においては、アルミニウム当量は約９．３である。さらに別の実施形態において、合金のβ変態温度（Ｔ_β）は約１５５７°Ｆ〜約１６２７°Ｆ（約８４７℃〜約８８６℃）であり、華氏（°Ｆ）でのβ変態温度は式（４）で以下のように表される。
T_β = 1594 + 39.3Al + 330O + 1145C + 1020N
- 21.8V - 32.5Fe - 17.3Mo - 70Si - 27.3Cr （４）
式中、Ｃ、Ｎ、およびＳｉはそれぞれチタン合金中の炭素、窒素、およびシリコンの重量％を表す。特定の実施形態においては、β遷移温度は約１５９０°Ｆ（約８６５℃）である。

この合金は、例えば、最低１７０ｋｓｉの引張降伏強度（ＴＹＳ）、最低で１８０ｋｓｉの最大抗張力（ＵＴＳ）、最低で１６．０Ｍｓｉの弾性率、最低１０％の伸び、および／または最低２５％の断面積減少（ＲＡ）を持つ、優れた引張特性を達成する。
本明細書に開示される代表的な合金により達成される引張特性の具体例は、以下に説明する実施例において一覧表に示す。合金はまた、ＡＳＴＭ Ｅ６０６にしたがい、平滑軸疲労試験片を＋０．６％と−０．６％との間で交互に歪ませて検査すると、最低で２００，０００サイクルを達しうるような優れた疲労寿命を達成可能である。

他の実施形態によると、本明細書で先に記載の高力近β型チタン合金を含む航空機コンポーネントを提供する。特定の実施形態においては、本明細書に提示されるチタン合金は着陸装置の製造に用いられる。ただし、チタン合金の他の適当な用途としてファスナおよび他の航空機コンポーネントが挙げられるが、これらに限定するものではない。

他の実施形態によると、高強度、深焼き性、および優れた延性の用途に用いられるチタン合金の製造方法を提供する。この方法は、重量百分率で５．３〜５．７％のアルミニウム、４．８〜５．２％のバナジウム、０．７〜０．９％の鉄、４．６〜５．３％のモリブデン、２．０〜２．５％のクロム、および０．１２〜０．１６％の酸素とともに、残余重量％のチタンおよび不可避不純物から本質的になる高力近β型チタン合金を準備し、サブトランザス温度（例えば、β変態温度未満の温度）でチタン合金の溶体化処理を行い、またチタン合金の析出硬化を行うことを含む。用いられるチタン合金は本明細書に既述の特性のいずれかを有することができる。

ある実施形態においては、製造方法はさらにβ変態温度未満での合金の真空アーク再溶解ならびに／またはチタン合金の鍛錬および圧延を含む。特定の実施形態においては、高強度、深焼き性、および優れた延性の合金を製造する方法は、航空機コンポーネント、より具体的には着陸装置の製造に用いられる。

図１は、限定するためではなく説明のために示され、代表的なチタン合金の製造方法を示すフローチャートである。ステップ１００において、所望量の原材料を用意する。原材料は例えば、スポンジチタンおよび本明細書に開示した合金元素のいずれかを含む、バージン原材料とすることができる。代案として、原材料は、適切な組成をもつ、チタン合金の機械加工屑または固体片などのリサイクルチタン合金とすることができる。未使用原材料とリサイクル原材料の両方を、当技術分野で周知の量の組合せで混合してもよい。

ステップ１００で原材料を用意した後、ステップ１１０で融解してインゴットを形成する。融解は、真空アーク再融解、電子ビーム融解、プラズマアーク融解、消耗電極式スカル融解、またはこれらの組合せなどの処理により実行することができる。特定の実施形態において、ステップ１１０における最後の融解は真空アーク再融解で行う。次に、ステップ１２０でインゴットを鍛造し圧延する。鍛造および圧延はβ変態温度未満（βトランザス）で行う。インゴットはその後、ステップ１３０で溶体（固溶）化熱処理するが、このステップは、特定の実施形態においてはサブトランザス温度で行う。この実施形態においては、溶体化熱処理は、β遷移温度より低い少なくともおよそ６５°Ｆの温度で行った。最後に、インゴット試料をステップ１４０で析出硬化する。

いくつかの実施形態において、鍛造および圧延ステップ（１２０）、溶体化熱処理ステップ（１３０）、並びに析出硬化ステップ（１４０）のステップは、細かいα粒子からなる微細構造を生ずるように制御する。以下に示す実施例において、代表的なチタン合金の製造方法についてさらに詳述する。

本明細書に開示する実施形態によるインゴットを、真空アーク再融解（ＶＡＲ：vacuum arc remelting）を用いて用意するとともに、比較のために、従来のチタン合金であるＴｉ−１０−２−３およびＴｉ−５５５−３のインゴットを用意した。各インゴットは直径約２０．３２ｃｍ（約８インチ）で重さ約２７．２２ｋｇ（約６０ポンド）であった。重量百分率での合金の化学成分を以下の表１に示す。

インゴット試料の最後の鍛造および圧延はβ変態温度未満（βトランザス）で行った。その後、インゴット試料をサブトランザス温度で溶体化熱処理した。最後に、インゴット試料を析出硬化した。この試験の結果を、以下の表２にまとめる。

表２に示すとおり、本発明による典型的な方法＃１および＃２により作製した２個の試料インゴットは、従来のインゴットよりも高い強度であることを含めて、従来の合金よりも優れた特性を示す。本明細書で開示する実施形態により用意した代表的なＴｉ合金における特有の微細構造を示す光学顕微鏡写真を図２に示す。この顕微鏡写真は、直径約０．５〜約５マイクロメータ（μｍ）の範囲のサイズで、ほぼ等軸状の複数の主たるα粒子を示す。主たるα粒子はまず、析出硬化された母材（すなわち暗色の背景）内に分散した白い粒子として現れる。この図２に示す特定のＴｉ合金は１時間１５００°Ｆの温度で溶体（固溶）化し、その後室温まで空冷した。これに続き、８時間１０５０°Ｆで析出硬化し、その後、周囲環境の常温まで冷却した。

図３は、本発明の代表的なＴｉ合金と先行技術のＴｉ合金の最大抗張力および伸びを比較するプロットである。図３に示されるデータは、本発明による典型的な方法＃１および＃２により製造した代表的なチタン合金が、従来のチタン合金に対し、優れた強度（例えば、ＴＹＳ値およびＵＴＳ値）および延性（例えば、伸び）を有していることを示す。これは、本明細書で開示する重量百分率で存在する元素の独特の組合せによるものある。図４に示されるプロットは、図３のそれに類似するが、先行技術のＴｉ合金（例えば、Ｔｉ−１０−２−３およびＴｉ−５５５−３合金）のデータを追加して示されている。図４において、本発明の代表的なＴｉ合金について得られたデータはＴｉ１８と表されている。

直径８１．２８ｃｍ／５４４３ｋｇ（３２インチ／１２キロポンド）の試料インゴットを、本明細書に開示される例示的な実施形態にしたがって三重真空アーク再融解（ＴＶＡＲ：triple vacuum arc remelting）で作製し、インゴット長に沿った組成均一性を測定した。インゴットの組成はインゴット長に沿って、頂部、上部、中部、下部、および底部の５箇所で測定し、その結果を以下の表３に列挙する。

表３に示す結果により、インゴット長全体にわたり優れた組成均一性があり、測定されたすべての素子において平均組成からの偏差が約２．８％以下となることが分かる。表３に示されるβ_ＩＳＯ／β_ＥＵＴ、Ｍｏ_ｅｑ、Ａｌ_ｅｑ、およびＴ_βの値は、それぞれ式（１）〜（４）を用いて計算した。β_ＩＳＯおよびβ_ＥＵＴの値は、それぞれ式（１）の分子および分母で与えられる式を用いて計算した。

明確にするため、本発明の実施形態を説明するにあたり、下記の用語を以下のように定義する。
引張降伏強度（ＴＹＳ）：材料が、応力および歪みの比例性から所定の限定的な偏差（０．２％）を示す際の工学的引張応力。
最大抗張力（ＵＴＳ）：破断まで行われる引張試験中の最大負荷と試験片の元の断面積とから計算される、材料が耐えうる最大の工学的引張応力。
弾性率：引張試験における、比例限度未満の応力と、対応する歪みの比。
伸び：引張試験における、破壊後の標点距離（初期標点距離の百分率として表される）の増加率。
断面積減少（ＲＡ）：引張試験における、破壊後の引張試験片の断面積（元の断面積の百分率として表される）の減少率。
疲労寿命：検出可能なひび割れが始まる前に、試験片が耐える所定の歪みまたは応力の付与サイクル数。
ＡＳＴＭ Ｅ６０６：歪み制御疲労試験のための規格。
α安定化剤：チタンに溶解すると、β変態温度を上昇させる元素。
β安定化剤：チタンに溶解すると、β変態温度を低下させる元素。
β変態温度：チタン合金がα＋β型からβ型結晶構造への同素変態を終える際の最低温度。
共析化合物：チタンに富むβ相の分解により形成されるチタンと遷移金属の金属間化合物。
同形β安定化剤：β型チタンに近い相関係をもち、チタンとともに金属間化合物を形成しないβ安定化元素。
共析β安定化剤：チタンとともに金属間化合物を形成可能なβ安定化元素。

本発明の他の実施形態もあり得ることは、当業者にとって本明細書に開示する本発明の仕様および実施を考慮することにより明らかであろう。明細書および実施例は代表例としてのみの考慮されることを意図しており、本発明の真の範囲および精神は下に記載する特許請求の範囲により示される。

本発明が本明細書中に具体的に示され説明された内容に限定されないということは当事者により認識されるだろう。正確には、本発明の範囲は下に記載の特許請求の範囲により定義される。さらに、上の記載は単に実施形態の実施例の代表例であることが理解されるべきである。閲覧者のために、上記説明は、本発明の原理を教示する実行可能な実施形態の代表的な試料に焦点を当てている。他の実施形態は、様々な実施形態の一部を様々に組合せて得ることができる。

この説明はありうるすべての変更例をもれなく挙げようとするものではない。代替的な実施形態は、本発明の特定の部分について提示しなくともよく、説明した部分の他の組合せから得ることができ、また、ある部分に説明されていないその他の実施形態を適用可能であることは、これら他の実施形態を否定するものではないと考えられる。これら説明されていない実施形態の多くは以下特許請求の範囲における文言上の範囲内であり、他の実施形態も同等であることが認識されるだろう。またさらに、本明細書の全体において引用されるすべての参考文献、公報、米国特許、および米国特許出願公開は、本明細書中に全てが記されているかのごとく、参照により組み込まれるものとする。

明細書および特許請求の範囲の両方において、すべての百分率は重量百分率（ｗｔ．％）である。

Claims (14)

1. 重量百分率で、５．３〜５．７のアルミニウム、４．８〜５．２のバナジウム、０．７〜０．９の鉄、４．６〜５．３のモリブデン、２．０〜２．５のクロム、および０．１２〜０．１６の酸素ならびに所望によりＮ、Ｃ、Ｎｂ、Ｓｎ、Ｚｒ、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｕ、およびＳｉから選択される一つまたは複数の追加元素ならびに残余重量％のチタンを含有するチタン合金であって、各追加元素がそれぞれ０．１％未満の量で存在し、追加元素の総含有量が０．５重量％未満であるチタン合金。
2. 請求項１に記載のチタン合金であって、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比が１．４であり、β共析安定化剤に対するβ同形安定化剤の比が以下の式、すなわち
   

   

   で定義されるチタン合金。
3. 請求項１または２に記載のチタン合金であって、アルミニウムの重量％が５．５であるチタン合金。
4. 請求項１〜３のいずれか一項に記載のチタン合金であって、バナジウムの重量％が５．０であるチタン合金。
5. 請求項１〜４のいずれか一項に記載のチタン合金であって、鉄の重量％が０．８であるチタン合金。
6. 請求項１〜５のいずれか一項に記載のチタン合金であって、モリブデンの重量％が５．０であるチタン合金。
7. 請求項１〜６のいずれか一項に記載のチタン合金であって、クロムの重量％が２．３であるチタン合金。
8. 請求項１〜７のいずれか一項に記載のチタン合金であって、酸素の重量％が０．１４であるチタン合金。
9. 請求項１〜８のいずれか一項に記載のチタン合金を含み、着陸装置またはファスナである航空機コンポーネント。
10. 高強度、深焼き性、および優れた延性を必要とする用途に用いるチタン合金の製造方法であって、
    請求項１〜８のいずれか一項に記載のチタン合金を用意するステップと、
    サブトランザス温度でチタン合金の溶体化処理を行うステップと、および
    チタン合金の析出硬化を行うステップと
    を有するチタン合金の製造方法。
11. 請求項１０に記載のチタン合金の製造方法であって、さらに、合金の真空アーク再融解ステップを有する方法。
12. 請求項１０または請求項１１に記載のチタン合金の製造方法であって、さらに、β変態温度未満でチタン合金を鍛造しまた圧延するステップを有する方法。
13. 着陸装置またはファスナである航空機コンポーネントを製造する製造方法であって、該方法は、請求項１０〜１２のいずれか一項に記載のチタン合金の製造方法を有する、航空機コンポーネントの製造方法。
14. 着陸装置またはファスナである航空機コンポーネントの製造に、請求項１〜８のいずれか一項に記載のチタン合金を使用する、チタン合金の使用方法。
    

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