ＮＥＤＯ 省エネルギー技術フォーラム 2016

研究開発期間：平成25年7月～平成28年2月

事業実施法人名：株式会社IHI、シキボウ株式会社

共同研究先：東京大学，国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構

＜CMCタービン翼の開発＞

戦略的省エネルギー技術革新プログラム フェーズ名：実証研究

2 １－１．研究開発の背景

世界の航空旅客輸送量は年率４．８%で増加し、２０３１年には２０１１年の２．６倍の輸送規模となる。それに伴い、狙う市場である航空機・エンジンの市場も拡大し、２０３１年の運航機体数は、２０１１年の約２倍になる見通しである。

今後着実に伸びると予想される航空輸送において、喫緊の課題とされる地球温暖化対策に加えて、原油価格の高騰による航空運賃の上昇を抑制する技術が求められている。

世界の航空旅客動向 世界のジェット機の運航機材構成予測

（出典：財団法人 日本航空機開発協会 平成２３年度 民間輸送機に関する調査研究）

3

低温部であるファンには、従来はチタン合金が使われてきたが、より比重が小さいＦＲＰが適用されてきている。

一方、高温部で使用環境が最も厳しいタービン翼は、従来から高温度場で強度を有するニッケル合金が適用されてきた。ニッケル合金は比重が大きく、使用温度も耐熱限界に近づいているため、今後大幅な耐熱温度向上（＋１００℃以上）は厳しく、新しい材料の開発が望まれている。

タービン圧縮機ファン アフターバー

ナー燃焼器

強度／材料密度

温 度 (C)

15001000500

Ti

２．環境温度と材料の強度／密度

500

( M

Pa /

gr

/cm

3 )

FRP Ti合金MMC TiAl CMCNi合金

タービン圧縮機ファン アフターバー

ナー燃焼器

強度／材料密度

温 度 (C)

15001000500

Ti

２．環境温度と材料の強度／密度

500

( M

Pa /

gr

/cm

3 )

タービン圧縮機ファン アフターバー

ナー燃焼器

タービン圧縮機ファン アフターバー

ナー燃焼器

強度／材料密度

温 度 (C)

15001000500

Ti

２．環境温度と材料の強度／密度

500

( M

Pa /

gr

/cm

3 )強

度／材料密度

温 度 (C)

15001000500

Ti

２．環境温度と材料の強度／密度

500

( M

Pa /

gr

/cm

3 )

FRP Ti合金MMC TiAl CMCNi合金

FRP Ti合金MMC TiAl CMCNi合金

FRP Ti合金MMC TiAl CMCNi合金

１．航空エンジンの適用材料

１－１．研究開発の背景

4 １－２．研究開発の目的、目標

目的

CMC（Ceramic Matrix Composites） *のうち、ＳｉＣ繊維で強化されたＳｉＣ複合材は、従来の航空エンジン用耐熱材料であるNi合金に比べ密度が約1/4と軽量であり、さらにNi合金より200℃高い1200～1300℃の耐熱性を有する。

本研究では、日本でしか製造できない国産のSiC繊維、日本が得意とする3次元複雑織物、さらに日本独自技術である低コストの固相含浸法を適用したCMC製タービン翼を開発する。

試作したタービン静翼

試作したタービン動翼 （出典： METI報告書)

（出典： NEDO報告書)

①SiC繊維の外観

(出典：宇部興産（株）H.P.）

（出典： SJAC報告書)

②3次元織物の構造

③固相含浸（左）と通常のスラリー含浸（右）の含浸状態

素材の差別化技術 複雑形状の差別化技術

気孔

5

課題

①設計技術の確立

3バッチ分の材料データベースの取得、要素評価、部品評価を行い、CMCの強度評価を各レベルにおいて可能とする。

②製造技術の確立

世界に先駆けCMCタービン翼を工業的に製造可能とするため、製造難易度の高いBN界面コーティング、加工、検査、織物において、製造速度を実証する。

③エンジン試験による耐久性実証

CMCタービン翼をエンジン試験に供試し、エンジン要求寿命の2回分を満足することを確認する。

ビルディングブロックの構築 エンジン試験 CMC製造工程

BN； Boron Nitride

CMC； Ceramics Matrix Composite

CVI； Chemical Vapor Infiltration

CVI（気相）マトリックス

PIP（液相）マトリックス 機械加工 表面コートSPI（固相）マトリックス

原料ガスの熱分解

（CVIマトリックスと同じ）

織物作製

3次元、ﾌﾞﾚｰﾃﾞｨﾝｸﾞ、2次元積層

SiC繊維束 原料ガス

原料粉末

分散媒原料ポリマー溶液

SiC繊維束（日本独占）

焼成焼成

含浸

含浸

BN-CVI（界面層形成）

１－３．研究開発の課題

6

BN界面コーティング（課題の補足）

CMCの繊維とマトリックスの界面には界面コーティングと呼ばれる窒化ホウ素（BN）または炭素（C）の界面層が施工される。界面コーティングは、マトリックス中に入ったクラックが繊維に伝搬しないようにクラックを逸らす働きを持つ。

BN界面はC界面より耐熱性が高いが、反応速度が速く、均質な施工が難しい。

共有結合（強い）

ファンデルワールス結合（弱い）

界面コーティングの概念 CMCのミクロ構造 グラファイトの結晶構造

繊維 マトリックス界面層

10 μm

界面コーティング 繊維 マトリックス

マトリックスクラック

マトリックスクラック

１－３．研究開発の課題

7

織物（課題の補足） CMCの強度発現のため、織物はXY方向に加えてZ方向にも繊維が配向された比

較的厚みのある三次元織物となる。有機繊維や炭素繊維と比較して小さな曲率半径で曲げることが出来ないＳｉＣ繊維をBN界面コーティングを痛めないように製織する技術が必要である。

製織時の繊維の毛羽防止や滑りをよくするために用いられるサイジング剤（糊剤）の工夫も重要である。

使用繊維による製織技術の比較

X

Y

Z

１－３．研究開発の課題

8 １－４．事業最終目標

全体目標

（主目標） 達成目標（値）と設定理由

開発当時の

技術レベル

CMC製タービン翼の開発

（目標値）燃費改善10.6%の効率改善となる省エネルギー量の目途を得る。

-

研究課題目標 達成目標（値）と設定理由 開発当時の

技術レベル

(1) 設計技術の確立

（目標値）・3バッチ分の材料データベースを取得する。（ＩＨＩ） ・事前に予測した破壊モードと、部品試験の結果が合致することを確認する。（ＩＨＩ、宇宙航空研究開発機構）

設計・評価手法が確立されていない。

(2)-1製造技術の確立（BN界面、加工、検査）

（目標値）各工程の速度を実用化開発時の速度に比べ、5倍以上とする。（ＩＨＩ、東京大学）

工業的な生産技術が確立できていない。

(2)-2製造技術の確立（織物）

（目標値）製織工程の速度を実用化開発時の速度に比べ、5倍以上とする。（シキボウ）

工業的な生産技術が確立できていない。

(3) エンジン試験による耐久性実証

（目標値）CMCタービン翼をエンジン試験に供試し、エンジン要求寿命の2回分を満足することを確認する。（ＩＨＩ）

エンジン試験による耐久性実証が実施されていない。

9 ２－１．研究開発体制

研究開発責任者

株式会社ＩＨＩ 航空宇宙事業本部

技術開発センター エンジン技術部

株式会社ＩＨＩ 分担テーマ名

・エンジン試験による耐久性実証

・設計技術の確立

・製造技術の確立（BN界面、加工、検査）

国立大学法人 東京大学

研究項目：

・検査（画像解析技術の開発）

国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構

研究項目：

・部品／要素試験（評価技術の開発）

シキボウ株式会社

分担テーマ名

・製造技術の確立（織物）

研究開発責任者

シキボウ株式会社 中央研究所

共同研究

10 ２－２．研究開発内容

２－２－１． 材料データベース取得

成果：3バッチ分の材料試験実施し，特に機械特性（一発破壊・疲労・クリープ）についてデータを取得した。また、その他熱物性についても材料データを取得し，CMCタービン翼の設計・製造に必要な材料データを取得した。

No

rmalized

Str

ess (

%)

100

10

1

中温域

高温域

11 ２－２．研究開発内容

２－２－２． 部品試験 成果：実機形状を模擬した部品試験を実施し、解析により予測した破壊位置および破壊モードが試験結果と合致すること、解析による予測結果と試験結果の誤差が±30%以内であることを確認した。

ひずみ分布の解析と試験の比較

荷重

+30%

-30%

破壊位置と破壊モードの予測 (面外引張応力分布の解析結果)

試験における損傷モード 部品試験の外観

12 ２－２．研究開発内容

２－２－３． BN界面コーティング 成果：温度・圧力・流量等の検討及び繊維送り機構を見直す事で，施工速度を実用化開発時の６倍にできることを確認した。また、コーティング膜厚が均一に施工されることおよび施工後の繊維強度が目標強度を満足することを確認した。

BN施工結果 （定性分析によるBNの検出）

SiC繊維 BN界面

Bを検出 （青色部）

Nを検出 （青色部）

BN施工後の繊維

BN施工前後の繊維強度試験結果

50

60

70

80

90

100

110

繊維強度

(%

)

BN施工前 BN施工後

目標強度

強度低下10%以内

13

成果：Ｘ線ＣＴ検査結果を評価するアルゴリズムを構築し、解析ソフトウェアを開発した。これにより、検査速度を実用化開発時の6倍にできることを確認した。さらに、気孔については、閉気孔と開気孔の種別および気孔寸法の解析結果が実測とほぼ一致することを確認し、繊維束蛇行については、部品検査に必要な精度で欠陥を検出できることを確認した。

R² = 0.9684

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2

検出確率

蛇行程度

配向CT画像

正常な織物

異常を含んだ織物

画像解析技術

N>20

実体と画像との対応

蛇行程度1.0以上が検査対象

気孔検出アルゴリズム 繊維束蛇行検出アルゴリズム

CMC試験片のX線CT画像

アルゴリズムの適用

画像解析技術

アルゴリズムの開発により気孔をマッピング

赤：閉気孔

青：開気孔(外部とつながっている気孔)

試験片を用いた分解能確認 画像解析技術 実態と画像との対比

蛇行度1.0以上

が検出対象

２－２．研究開発内容

２－２－５． 検査

14

成果：最適なサイジング剤を開発し、製織時のBN界面コーティングへのダメージを抑制することにより、製織後の膜厚を確保できるようになった。さらに、開口の制御、緯糸入れ機構の開発、最適化を図ることにより、実用化開発時の８．５倍の製織速度で繊維蛇行および表面の毛羽立ちを抑えた３次元織物を製造することが可能となった。

製織後のBN界面コーティング厚の状況

SiC繊維

BN層

３次元複雑織物外観

（毛羽改善前）

（毛羽改善後）

視野１ 視野２ 視野３ 視野４

BN膜厚

上限

下限

２－２．研究開発内容

２－２－６． 織物

SEM観察画像

視野毎BN膜厚

15

ＣＭＣタービン翼

搭載エンジン

成果：強度や製造性を考慮した上でエンジン試験に供試するＣＭＣタービン翼を設計し、解析によりエ

ンジン試験に供試可能であることを確認した。さらに、エンジン搭載部品を製造し、エンジン要求寿命

の2回分のエンジン試験を行い、分解後の点検でＣＭＣタービン翼に損傷がないことを確認した。

エンジン試験後のＣＭＣタービン翼

２－２．研究開発内容

２－２－７．エンジン試験による耐久性実証

16 ３－１．成果

全体計画 到達レベル

CMC製タービン翼の開発 エンジン試験による耐久性実証、設計技術の確立、製造技術の確立が完了し、10.4%の効率改善となる省エネルギー量の目処が得られた。

個別研究項目 到達レベル

(1) 設計技術の確立 ・3バッチ分の材料データを取得した。

・部品試験を実施し、事前に予測した破壊モードと、部品試験の結果が合致することを確認した。

(2)-1製造技術の確立（BN界面、加工、検査）

・BN界面、加工、検査の速度を実用化開発時の速度に比べ、5倍以上を達成した。

(3)-2製造技術の確立（織物） ・織物の製造速度を実用化開発時の速度に比べ、5倍以上を達成した。

(4) エンジン試験による耐久性実証 ・CMCタービン翼を設計し、解析によりエンジン試験に供試可能であることを確認した。

・エンジン搭載部品の製造、エンジン組立を行い、エンジン要求寿命の2回分のエンジン試験を完了した。エンジン試験後の点検でCMCタービン翼に損傷がないことを確認した。

17 ３－２．今後の展望

本研究開発により、実用化に向けて不可欠であるデモエンジンによる技術実証が完了し、実機開発フェーズに移行できる。本研究開発成果と既に取り組んでいる修理技術、ISO等におけるCMC材料試験の国際標準化の成果を合わせ、実機開発フェーズに移行する。本研究開発後の実機開発では、大型エンジンおよび小型エンジンにＣＭＣを適用し、それぞれ２０２５年、２０３０年の市場投入を目指す。

前述の事業化シナリオに従い、事業化・製品化することで２０２７年、２０３０年の普及機体数として、それぞれ１３機（国外：２７６機）、２７機（国外：５７３機）が見込まれる。

2010

（H22）

2015

（H27）2018

（H30）

NEDO省エネルギー革新技術開発事業（動翼）

長時間運用時の損傷許容評価技術・修理技術、材料試験の国際規格化

実機開発

METI研究開発事業(静翼)

2013

（H25）

エンジン技術実証

ビルディングブロック構築

当該研究開発

製造技術確立

18 ３－３．省エネルギー効果

大型エンジンの低圧タービンにＣＭＣを適用し、２０２５年に市場投入した場合の省エネ効果算定式を以下に示す。

指標A ： 単位あたりの省エネルギー効果量 （燃費改善効果） 年間機体１機あたりの燃料使用量削減量 ：１３９２ｋＬ／機・年 （タービン翼製造に必要なエネルギー削減効果） エンジン１台あたりのタービン翼製造エネルギー削減量 ：３．２ｋＬ／台 指標Ｂ ： 市場規模（導入量） （燃費改善効果） ２０２７年 ２０３０年 国内 １３機 ２７機 国外 ２７６機 ５７３機 （タービン翼製造に必要なエネルギー削減効果） ２０２７年 ２０３０年 国内 １９７台／年 ２１２台／年

省エネ効果算定式

19

原油換算省エネ効果

２０２７年 ２０３０年

国内 国外 国内 国外

指標A（効果量） １３９２ｋＬ／機・年 ３．２ｋＬ／機

１３９２ｋＬ／機・年 １３９２ｋＬ／機・年 ３．２ｋＬ／機

１３９２ｋＬ／機・年

指標B（導入量） １３機

１９７台／年 ２７６機

２７機 ２１２台／年

５７３機

省エネルギー効果量（ｋＬ/年） １．９万 ３９万 ３．９万 ８０万

大型エンジンの低圧タービンにＣＭＣを適用し、２０２５年に市場投入した場合の省エネ効果量を以下に示す。

なお、小型エンジンにCMCを適用し２０３０年に市場投入した場合、２０３５年における省エネ効果として、国内6.4万kL/年（国外305万kL/年）が見込まれる。

３－３．省エネルギー効果