JP2005271863A - 航空機用空気入りラジアルタイヤ - Google Patents

Abstract

【課題】つづら折り構造のベルト層を備えた航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、ベルト端部付近のタイヤ外表面や内部にブローや亀裂が発生するのを抑制し、耐久性を向上することが可能な航空機用空気入りラジアルタイヤを提供する。
【解決手段】つづら折り構造のベルト層７Ａを有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、最内周側に位置するベルト層７ｘのベルト端ｘ、中央に位置するベルト層７ｙのベルト端ｙ、及び最外周側に位置するベルト層７ｚのベルト端ｚを通る円弧ｅに対して、ベルト端ｘ，ｙに引いた法線ｍ，ｎで挟まれたタイヤ外表面領域８ａに、タイヤ周方向Ｋに沿って延在し、かつ高さｈを０．５〜１．０ｍｍにした環状の凸状部９をタイヤ径方向に沿って０．５〜２．５ｍｍの間隔Ｐで設け、タイヤ外表面領域８ａの全表面積を凸状部９を設けることにより２０％以上増加させる。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機用空気入りラジアルタイヤに関し、更に詳しくは、耐久性を改善するようにした航空機用空気入りラジアルタイヤに関する。

近年、航空機用空気入りラジアルタイヤでは、耐久性、軽量化等の性能を一層向上するため、ベルト層にナイロンコードなどの補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層が採用されている。このつづら折り構造のベルト層は、ベルト端に補強コードの切断端がないため、ベルト端での層間剪断歪みの発生が大幅に低減し、ベルト端での剥離故障を抑制することができ、また層間剪断歪みを抑制するゴムシートを層間に配置するのが不要になるため、軽量化することができる利点などがある。

ところで、高い安全性を確保するため、機体メーカーから航空機に装着されたタイヤの半数が故障した緊急状態での耐久性が求められており、それに対応した試験として、規定された標準荷重の２倍荷重で行う離陸試験がある。この超高荷重で実施する離陸試験では、図１１に示すように、ベルト層２１の端部２２付近のタイヤ外表面２３まで接地するので、ベルト端部２２の変形が非常に大きくなり、この大きな変形を高速で繰り返すため、つづら折り構造のベルト層２１ａを有する航空機用空気入りラジアルタイヤＴでは、ベルト端部付近のタイヤ外表面２３やその内部にブローや亀裂が発生し、それが進行するとトレッドチャンク（トレッドゴム剥離）などの重大故障につながるという問題があった。

そこで、上記対策として、ベルト端部付近のタイヤ外表面に複数の周方向溝を配置することで、ベルト端部の歪みを周方向溝の変形により緩和し、ブローや亀裂の発生を抑制するようにした技術が提案されている（例えば、特許文献１参照）。

しかしながら、近年の耐摩耗性向上対策として、トレッドゴム（ショルダー部）の肉厚を増加した航空機用空気入りラジアルタイヤにあっては、上述した対策では不十分であり、新たな技術の提案が求められていた。
特開平７−１７９１０２公報

本発明は、つづら折り構造のベルト層を備えた航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、ベルト端部付近のタイヤ外表面や内部にブローや亀裂が発生するのを抑制し、耐久性を向上することが可能な航空機用空気入りラジアルタイヤを提供することにある。

上記目的を達成する本発明の第１の航空機用空気入りラジアルタイヤは、トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に沿って延在し、かつ高さを０．５〜１．０ｍｍにした環状の凸状部をタイヤ径方向に沿って０．５〜２．５ｍｍの間隔で設け、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させたことを特徴とする。

本発明の第２の航空機用空気入りラジアルタイヤは、トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に対して傾斜して延在し、かつ高さを０．５〜１．０ｍｍにした凸状部をタイヤ周方向に沿って所定の間隔で設け、該凸状部が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凸状部の間隔を０．５〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させたことを特徴とする。

本発明の第３の航空機用空気入りラジアルタイヤは、トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、高さを０．５〜１．０ｍｍにした格子状の凸状部を設け、該凸状部の格子間隔を１．０〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させたことを特徴とする。

本発明の第４の航空機用空気入りラジアルタイヤは、トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に対して傾斜して延在し、かつ深さを０．５〜１．０ｍｍにした凹状溝をタイヤ周方向に沿って所定の間隔で配置し、該凹状溝が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凹状溝の間隔を０．５〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凹状溝を設けることにより２０％以上増加させたことを特徴とする。

上述した本発明の航空機用空気入りラジアルタイヤによれば、タイヤ外表面領域に上述した構成の凸状部或いは凹状溝を設けてタイヤ外表面領域の全表面積を２０％以上増加させることにより、２倍荷重時の離陸試験でベルト端部付近のトレッドゴムが発熱した際の放熱効果を効果的に高めることができるので、ベルト端部付近のタイヤ外表面やその内部にブローや亀裂が発生するのを抑制し、耐久性を向上することができる。

以下、本発明の実施の形態について添付の図面を参照しながら詳細に説明する。

図１は本発明の航空機用空気入りラジアルタイヤの一実施形態を示し、１はトレッド部、２はサイドウォール部、３はビード部である。左右のビード部３間にタイヤ径方向に延在する有機繊維コードからなる補強コードをタイヤ周方向に沿って所定の間隔で配列した複数のカーカス層４が延設されている。

複数のカーカス層４は、複数（例えば、４層）の内側カーカス層４Ａと複数 (例えば、２層）の外側カーカス層４Ｂとから構成され、内側カーカス層４Ａの端部４ａがビード部３に埋設したビードコア５の周りにビードフィラー６を挟み込むようにしてタイヤ内側から外側に折り返されている。外側カーカス層４Ｂの端部４ｂがビードコア５の周りに端部４ａを介してタイヤ外側から内側に向けて巻き付けられている。

ビードコア５は、１本の太径のスチール芯線の周囲に複数の細径のスチールワイヤーを螺旋状に巻き付けた断面円形のケーブルビードから構成され、その外周側に不図示の被覆ゴム層が設けられている。

トレッド部１のカーカス層４の外周側には、タイヤ周方向に対して傾斜して延在する、ナイロンコードなどの有機繊維コードからなる補強コードを層間で傾斜方向を逆向きにして交差するように配列した複数のベルト層７が配置されている。

これら複数のベルト層７は、タイヤ周方向に対して傾斜して延在する補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造の複数のベルト層７Ａと、タイヤ周方向に対して傾斜して延在する補強コードをタイヤ周方向に沿って所定の間隔で並べた切断エッジを有する複数の通常のベルト層７Ｂとから構成され、つづら折り構造のベルト層７Ａを含む構造になっている。

複数のつづら折り構造のベルト層７Ａは、カーカス層４に隣接して内周側に配置され、図では上下層が連接した２層構造のつづら折り構造のベルト層７Ａを２層配置した例を示している。これら複数のつづら折り構造のベルト層７Ａの外周側に複数（例えば、６層）のベルト層７Ｂが配置されている。最内周側に位置するつづら折り構造のベルト層７Ａ（７ｘ）のベルト幅が最も広く、最外周側に位置するベルト層７Ｂ（７ｚ）のベルト幅が最も狭く、外周側に位置するベルト層７程ベルト幅を狭くして階段状に配置している。

図２に示すように、最内周側のベルト層７ｘのベルト端ｘ、中央に位置するベルト層７ｙのベルト端ｙ（ベルト層が偶数層の場合には、その層数を２で割った値となる、カーカス層４側から数えたベルト層、例えば、８層の場合にはカーカス層４側から数えて４層目のベルト層）、及び最外周側のベルト層７ｚのベルト端ｚを通る円弧ｅ（円弧ｅの曲率半径Ｒｅの中心がタイヤ内側方向に位置する）に対して、最内周側及び最外周側のベルト層７ｘ，７ｚのベルト端ｘ，ｚに引いた法線ｍ，ｎで挟まれたタイヤ外表面８の領域８ａに、図３に示すようにタイヤ周方向Ｋに沿って延在する、高さｈを０．５〜１．０ｍｍにした環状の凸状部９が、タイヤ径方向に沿って０．５〜２．５ｍｍの間隔Ｐで配置してあり、凸状部９を設けることにより、タイヤ外表面領域８ａの全表面積を凸状部９を設ける前の領域８ａの全表面積より２０％以上増加させるようにしている。この凸状部９は、図４に示すように、波状に蛇行させるようにしてもよい。

本発明者らによれば、２倍荷重時の離陸試験において、トレッドゴムの肉厚を増加した航空機用空気入りラジアルタイヤのベルト端部付近のタイヤ外表面やその内部におけるゴムブローや亀裂の発生について鋭意検討した結果、以下のことを知見した。

即ち、２倍荷重時の離陸試験では、ベルト端部が大きな変形を高速で繰り返すことにより、ベルト端部付近のゴムに非常に大きな圧縮歪みが発生し、それにより発熱してゴムブロー等が発生する。そこで、タイヤ外表面に周方向溝を設けることにより発熱の原因となる大きな圧縮歪みを緩和することは有効ではあるが、超高荷重下では溝底に周方向に沿ってクラックが発生し易い欠点がある。特にトレッドゴムの肉厚を増加したタイヤでは、溝底に周方向に沿ってクラックが発生し易くなるため、耐久性を大きく向上することができない。

そこで、本発明者らは発熱自体に着目した。即ち、大きな圧縮歪みが作用して発熱しても、その発熱温度を下げることができれば、ゴムブロー等の発生を抑制することができる。従って、発熱した温度を下げるには、ベルト端部付近のタイヤ外表面の放熱効果を高めればよいのである。

このような知見に基づき、本発明では、タイヤ外表面８の領域８ａに上述した構成の凸状部９を設けてタイヤ外表面領域８ａの全表面積を２０％以上増加させるようにしたのである。これにより、２倍荷重時の離陸試験でベルト端部付近のトレッドゴムが発熱した際の放熱効果を効果的に高めることができるので、ベルト端部付近のタイヤ外表面やその内部にゴムブローや亀裂が発生するのを抑制し、耐久性を大きく向上することが可能になる。

凸状部９の高さｈが０．５ｍｍ未満であると、放熱効果を十分に得られず、ゴムブロー等を引き起し易くなるため好ましくない。高さｈが１．０ｍｍを超えると、ベルト端部の変形により凸状部９間の凹部分に歪みが集中し、凹部分にクラックが発生し易くなるので、好ましくない。

凸状部９の間隔Ｐが０．５ｍｍより小さくても、２．５ｍｍより大きくても、十分な放熱効果を得ることが難しくなる。なお、ここでいう間隔Ｐとは、凸状部９の幅方向中心間の距離である。

タイヤ外表面領域８ａの全表面積の増加量が２０％未満であると、十分な放熱効果を得ることができなくなり、ゴムブロー等の発生を効果的に抑制することが難しくなる。上限値としては、凸状部９間にクラックが発生するのを抑制する観点から５０％以下にするのがよい。

凸状部９は、上述した構成に代えて、図５〜７に示すようにしてもよい。図５は、タイヤ外表面８の領域８ａに、タイヤ周方向Ｋに対して傾斜して延在する凸状部９をタイヤ周方向Ｋに沿って所定の間隔で配置したものである。凸状部９の高さは、上記と同じ０．５〜１．０ｍｍであり、凸状部９が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凸状部９の間隔Ｐ（凸状部９の幅方向中心間距離）を０．５〜２．５ｍｍの範囲にし、タイヤ外表面領域８ａの全表面積を凸状部９を設けることにより２０％以上増加させたものである。

図６，７は、タイヤ外表面８の領域８ａに格子状の凸状部９を設けたものであり、図６は、タイヤ周方向Ｋに沿って延在する周方向凸状部９ａとタイヤ径方向に延在す径方向凸状部９ｂとから構成したものであり、図７は、タイヤ周方向Ｋに対して傾斜する傾斜凸状部９ｃ，９ｄを交差するように配置したものである。凸状部９の高さは、上記と同じ０．５〜１．０ｍｍであり、格子間隔Ｑ（向かい合う凸状部９の部分の幅方向中心間距離）を１．０〜２．５ｍｍの範囲にし、タイヤ外表面領域８ａの全表面積を格子状の凸状部９を設けることにより２０％以上増加させたものである。

図５〜７に示す凸状部９において、上記範囲に限定した理由は、図１の実施形態の凸状部９と同じ理由である。

図８，９は、本発明の航空機用空気入りラジアルタイヤの他の実施形態を示し、タイヤ外表面８の領域８ａに、凸状部９に代えて、タイヤ周方向Ｋに対して傾斜して延在する凹状溝１０をタイヤ周方向Ｋに沿って所定の間隔で設けたものである。

図８は、タイヤ周方向Ｋに対して１５〜９０°の角度θで一方向に傾斜して延在する凹状溝１０が形成されている。凹状溝１０の深さは０．５〜１．０ｍｍであり、凹状溝１０が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凹状溝１０の間隔Ｐ１（凹状溝１０の幅方向中心間距離）を０．５〜２．５ｍｍにして、タイヤ外表面領域８ａの全表面積を凹状溝１０を設けることにより２０％以上増加させたものである。

図９は、図８の実施形態において、更に他方向に傾斜して延在する同様の凹状溝１０を設け、格子状の凹状溝１０Ｘを形成したものである。凹状溝１０Ｘを格子状に配置する場合は、格子間隔を上記と同様に１．０〜２．５ｍｍにするのがよい。

凹状溝１０をタイヤ周方向Ｋに沿って延在させずに、傾斜させることにより、周方向に沿って発生するクラックを抑制しながら、放熱効果を得ることができるので、上記と同様の効果を得ることが可能になる。

角度θが１５°未満であると、凹状溝１０の溝底にクラックが発生し易くなるため、好ましくない。凹状溝１０の深さ及び間隔Ｐ１を上記範囲にするのは、図５の凸状部９の高さ及び間隔Ｐの範囲を規定したのと同様の理由である。

本発明において、上述した最内周側のベルト層７ｘのベルト幅Ｂｗは、標準空気圧充填時（無負荷）におけるタイヤ最大断面幅Ｔｗの７０〜８５％で、かつ標準空気圧充填時における標準荷重時のタイヤ接地幅Ｃｗ（図１０参照）の１００％以上にするのがよい。

ベルト幅Ｂｗがタイヤ最大断面幅Ｔｗの７０％未満であると、２倍荷重時の離陸走行試験時にサイドウォール部２のスタンディングウェーブが増大してトレッド部１のショルダー部に伝播するので、好ましくない。逆に８５％を超えると、２倍荷重時の離陸走行試験時にベルト端部での歪みが増大し、離陸直前の高速走行に入った際にベルト層７ｘの端部とカーカス層４との間に剥離故障が発生し易くなる。

また、タイヤ接地幅Ｃｗが１００％未満であっても、ベルト端部での歪みの増大を招くので好ましくない。上限値としては、重量の点から１３０％以下にするのがよい。

凸状部９は、図２に示すように、その先端部を断面円弧状に形成するのが耐久性の点からよく、その半径ｒとしては０．５〜１．５ｍｍにすることができる。凹状溝１０もその溝底を同様に断面円弧状に形成するのがよい。

本発明は、特にショルダー部のトレッドゴムの肉厚（標準空気圧及び標準荷重時の接地端部におけるタイヤ外表面からベルト層までのゴム肉厚）を１０ｍｍ以上と厚くして耐摩耗性を向上した航空機用空気入りラジアルタイヤに好ましく用いることができるが、それに限定されない。

なお、上述した標準空気圧及び標準荷重とは、ＴＲＡ（２００３ ＴＲＡ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＹＥＡＲ ＢＯＯＫ）に規定される標準空気圧と標準荷重である。また、上述した数値限定した数値は、図１に示すように、リム３０に装着し、無負荷、標準空気圧時における値である。

タイヤサイズを５０×２０．０Ｒ２２ ２６ＰＲ、タイヤ構造を図１で共通にし、タイヤ外表面領域にタイヤ周方向に沿って環状に延在する図３の凸状部を設けた本発明タイヤ１、タイヤ周方向に対して傾斜（４５°）した図５の凸状部を設けた本発明タイヤ２、図６の格子状の凸状部を設けた本発明タイヤ３、タイヤ周方向に対して傾斜（４５°）した図８の凹状溝を設けた本発明タイヤ４、本発明タイヤ１において凸状部に代えて周方向溝を設けた比較タイヤ１、本発明タイヤ１において高さと間隔が外れた比較タイヤ２をそれぞれ作製した。詳細は、表１に示す通りである。

これら各試験タイヤをリムサイズ５０×２０．０Ｒ２２のリムに装着し、標準空気圧１７７ＰＳＩ（１２２０ｋＰａ）にして、以下に示す試験方法により、耐久性の評価試験を行ったところ、表１に示す結果を得た。
耐久性
各試験タイヤを室内ドラム耐久性試験機に取り付け、荷重９０４００ＬＢＳ（４１００５ｋｇ）〔標準荷重の２倍荷重〕の条件下で、６７秒間で時速２３５mile/h（３７８km/h）に達するまで離陸走行させた後、タイヤ故障の発生の有無を調べた。

表１から、本発明タイヤは、故障の発生がなく、耐久性を向上できることがわかる。

本発明の重荷重用空気入りラジアルタイヤの一実施形態を示すタイヤ子午線断面図である。 図１の要部拡大図である。 凸状部の説明図である。 凸状部の他の例を示す説明図である。 凸状部の更に他の例を示す説明図である。 凸状部の更に他の例を示す説明図である。 凸状部の更に他の例を示す説明図である。 本発明の重荷重用空気入りラジアルタイヤの他の実施形態の要部を示す凹状溝の説明図である。 凹状溝の他の例を示す説明図である。 重荷重用空気入りラジアルタイヤにおいて、標準空気圧充填時において標準荷重を加えた時の接地状態を示すタイヤ子午線断面図である。 重荷重用空気入りラジアルタイヤにおいて、標準荷重の２倍荷重を加えた時の接地状態を示すタイヤ子午線半断面図である。

符号の説明

１ トレッド部
２ サイドウォール部
３ ビード部
４ カーカス層
７，７Ａ，７Ｂ ベルト層
７ｘ，７ｙ，７ｚ ベルト層
８ タイヤ外表面
８ａ 領域
９ 凸状部
１０ 凹状溝
Ｂｗ ベルト幅
Ｃｗ タイヤ接地幅
Ｋ タイヤ周方向
Ｐ，Ｐ１ 間隔
Ｑ 格子間隔
Ｔｗ タイヤ最大断面幅
ｅ 円弧
ｈ 高さ
ｍ，ｎ 法線
ｘ，ｙ，ｚ ベルト端
θ 角度

Claims (6)

1. トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
   最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に沿って延在し、かつ高さを０．５〜１．０ｍｍにした環状の凸状部をタイヤ径方向に沿って０．５〜２．５ｍｍの間隔で設け、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させた航空機用空気入りラジアルタイヤ。
2. 前記凸状部を波状に蛇行させた請求項１に記載の航空機用空気入りラジアルタイヤ。
3. トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
   最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に対して傾斜して延在し、かつ高さを０．５〜１．０ｍｍにした凸状部をタイヤ周方向に沿って所定の間隔で設け、該凸状部が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凸状部の間隔を０．５〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させた航空機用空気入りラジアルタイヤ。
4. トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
   最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、高さを０．５〜１．０ｍｍにした格子状の凸状部を設け、該凸状部の格子間隔を１．０〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凸状部を設けることにより２０％以上増加させた航空機用空気入りラジアルタイヤ。
5. トレッド部のカーカス層外周側に外周側程ベルト幅を狭くした複数のベルト層を配置し、該ベルト層が補強コードをベルト両端で折り返してジグザグ状に延設したつづら折り構造のベルト層を有する航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
   最内周側に位置するベルト層のベルト端、中央に位置するベルト層のベルト端、及び最外周側に位置するベルト層のベルト端を通る円弧に対して、最内周側及び最外周側のベルト層のベルト端に引いた法線で挟まれたタイヤ外表面の領域に、タイヤ周方向に対して傾斜して延在し、かつ深さを０．５〜１．０ｍｍにした凹状溝をタイヤ周方向に沿って所定の間隔で配置し、該凹状溝が延在する方向に対して直交する方向に測定した各凹状溝の間隔を０．５〜２．５ｍｍにし、前記タイヤ外表面の領域の全表面積を前記凹状溝を設けることにより２０％以上増加させた航空機用空気入りラジアルタイヤ。
6. 前記最内周側のベルト層のベルト幅を標準空気圧充填時におけるタイヤ最大断面幅の７０〜８５％で、かつ標準空気圧充填時における標準荷重時のタイヤ接地幅の１００％以上にした請求項１，２，３，４または５に記載の航空機用空気入りラジアルタイヤ。
   

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