JP2007168578A - 航空機用空気入りラジアルタイヤ - Google Patents

Abstract

【課題】偏摩耗が軽減され耐久性の高い航空機用ラジアルタイヤを提供する。
【解決手段】ゴム被覆した非伸張性高剛性コードを螺旋巻きした少なくとも２層からなる主ベルト層２と、前記主ベルト層２のタイヤ半径方向外側に配された副ベルト層３と、前記副ベルト層３のタイヤ半径方向外側に位置するトレッド４を有する航空機用ラジアルタイヤにおいて、前記主ベルト層２は、タイヤの幅方向中心からその端部に向けて漸減する積層厚みを有するものにて構成する。そして、タイヤの幅方向中心における積層厚さをG_Oとし、最大幅の2/3の位置における積層厚さをG₁とした場合に、0.2≦G₁/G₀≦0.8の条件を満足するものとし、タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さをD_cとし、前記主ベルト層の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さをD_sとした場合に、0.85≦D_s/D_c≦1.1の条件を満足するものとする。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機用ラジアルタイヤに関し、とくに該タイヤの耐偏摩耗性能を改善して耐久性をより一層高めようとするものである。

航空機用ラジアルタイヤに要求される性能の一つとして、異物に対する抵抗力、すなわち耐カット耐久性が挙げられる。航空機用タイヤは、異物を踏んで、バーストあるいはピールオフに至る場合があり、その破片よって機体にダメージを与えと非常に大きな問題となることから、耐カット耐久性を向上させることは非常に重要な課題となっている。

耐カット耐久性を向上させる大きな設計要素となるのはタイヤの径成長を抑制することがとくに有利であることは従来から知られている。

また、航空機の燃料消費量を低減するため、機体を極限にまで軽量化することが、近年の機体メーカーの命題となっており、タイヤメーカーに対するタイヤの質量低減要求も益々厳しくなっている。

上記のような要求をクリアするためには、従来技術による対応では非常に困難となってきており、新たな技術を用いたタイヤの開発が求められていた。

径成長を抑制するとともにベルト枚数を少なくするために、航空機用タイヤで主流であったナイロンコードを使用せず、より強力の大きなケプラーコードを用いたタイヤの開発がなされており（例えば特許文献１参照）、さらに、より一層径成長を抑制するとともに、タイヤの軽量化（とくにショルダー部の質量の軽量化）が実現できる新技術として、タイヤの回転する向きに対する角度がほぼ0°で、巻き始めから巻き終わりまでスパイラル状に連続巻するとともにゲージ分布を、センター部からベルト端部に向けて少しずつ小さくした構造からなる主ベルト層を備えたタイヤ（このような構造を以下、コンベックス構造ということとする）が有効であることも近年の検討結果で明らかとなってきている。
WO2003/061991号公報

ところで、ケプラーコードを用いたタイヤにおいては、その改善効果にも限界があり、コンベックス構造の主ベルト層を備えたタイヤにおいては、正規内圧を充填して正規荷重でタイヤを平板に押し付けた際に形成される接地形状（フットプリント）が好ましいものにはなっていないのが現状であった。

通常、接地形状を矩形状とするためには、トレッドの外表面をフラットにして、タイヤのセンター部とショルダー部の径差を小さくすることが有効であり、そうすることで適正な矩形率を得ることができるが、コンベックス構造の主ベルト層を有するタイヤでは、センターよりもショルダー部のベルト枚数が少ないため（ベルトの周方向の剛性がタイヤのセンターよりもショルダー部のほうで小さい）、トレッドの外表面をフラットにすると、ショルダー部でベルトが伸びて接地長さが長くなり、接地形状が蝶々型となってしまう。このような接地形状は、走行中におけるショルダーリブでの発熱を招き、高速耐久性を大幅に劣化させる原因になっていた。

接地形状が蝶々型になるのを回避し、かつ、タイヤの径成長の抑制を図るには、トレッドの外表面に付与するクラウンを従来構造のものよりも小さくすることが有効であり、これによりグローバル矩形率（ショルダーリブ接地長さ／センターリブ接地長）を目標とする値にすることができたが、単純に小さなクラウンを付与しても、ローカル矩形率（ショルダーリブ部内の外側と内側の接地長の比）が小さくなることから、タイヤの接地端部では接地形状が不適切となり、ショルダーリブにおいて偏摩耗が生じるおそれがあった。

本発明の課題は、上記のような従来の問題を解消し耐偏摩耗性能を向上させてタイヤの耐久性を高めることができる新規な航空機用ラジアルタイヤを提案するところにある。

本発明は、一対のビードコアと、このビードコアの一方から他方に向けてトロイド状に延びる少なくとも１枚のカーカスプライからなるカーカス層と、前記カーカス層のタイヤ半径方向外側のクラウン域外周面に配され、ゴム被覆した非伸張性高剛性コードを螺旋巻きした少なくとも２層からなる主ベルト層と、前記主ベルト層のタイヤ半径方向外側に配され、ナイロンコードのゴム被覆からなるリボン状トリートを端部で反対方向に傾斜するように同一面内で屈曲させてジグザグ状に延びる複数層からなる副ベルト層と、前記副ベルト層のタイヤ半径方向外側に位置するトレッドを有する航空機用ラジアルタイヤにおいて、
前記主ベルト層は、タイヤの幅方向中心からその端部に向けて漸減する積層厚みを有し、
タイヤの幅方向中心における積層厚さをG_Oとし、最大幅の2/3の位置における積層厚さをG₁とした場合に、0.2≦G₁/G₀≦0.8の条件を満足するものであり、
タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さをD_cとし、前記主ベルト層の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さをD_sとした場合に、0.85≦D_s/D_c≦1.1の条件を満足するものであり、
かつ、正規内圧を充填したときに形成されるトレッド外表面の曲率半径のうち、タイヤの幅方向中心を挟む中央領域の曲率半径をR₁とし、該中央領域から幅方向外側域を形成する曲率半径をR₂とした場合に、0.4≦R₂/R₁≦3.0で、曲率半径R₁と曲率半径R₂が前記主ベルト層の最大幅の40〜60％の位置で相互に連接していることを特徴とする航空機用ラジアルタイヤである。

上記の構成になる航空機用ラジアルタイヤにおいて、前記主ベルト層は、有機繊維コードを含むものとして、この有機繊維コードは、引張破断強力が6.3cN/dtex以上で、伸張方向に0.3cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が2.2〜9.3％の範囲にあるものがとくに有利に適合する。

また、タイヤの回転する向きに形成された複数本の主溝にて区画された陸部を有し、正規内圧を充填して平板上で正規荷重を負荷したときの接地面につき、そのタイヤ幅方向中心での長さをＡ、接地幅の84％の位置における長さをＢ、さらに、設置幅の88％の位置における長さをB₀、最も外側における陸部の幅方向最内側の長さをB_iとした場合に、
0.8≦Ｂ／Ａ≦1.05で、かつ、
0.9≦B₀／B_i≦1.1
ここに、Ｂ／Ａ：グローバル矩形率
B₀／Bi：ローカル矩形率
の条件を満足するものが望ましい。ここに、正規内圧、正規荷重とは、ＴＲＡ規格に定められた内圧、荷重をいうものとする。

前記主ベルト層を、タイヤの幅方向中心からその端部に向けて漸減する積層厚みを有するものとし、
タイヤの幅方向中心における積層厚さをG_Oとし、最大幅の2/3の位置における積層厚さをG₁とした場合に、0.2≦G₁/G₀≦0.8とすること、また、タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さをD_cとし、前記主ベルト層の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さをD_sとした場合に、0.85≦D_s/D_c≦1.1とすること、さらに、正規内圧を充填したときに形成されるトレッド外表面の曲率半径のうち、タイヤの幅方向中心を挟む中央領域の曲率半径をR₁とし、該中央領域から幅方向外側域を形成する曲率半径をR₂とした場合に、0.4≦R₂/R₁≦3.0で、曲率半径R₁と曲率半径R₂が前記主ベルト層の最大幅の40〜60％の範囲で接することにより、接地長さがタイヤの幅方向でほぼ同程度の長さとなり、ショルダーリブでのトレッドゴムの滑りが小さくなり（摩耗仕事量を小さくできる）、その結果としてショルダー部の偏摩耗が抑制される。

以下、図面を用いて本発明をより具体的に説明する。
図１、図２は本発明に従う航空機用ラジアルタイヤの実施の形態を右側半分について示した図である。

図における１は一対のビードコア（図示せず）の一方から他方に向けてトロイド状に延びるカーカスプライからなるカーカス層、２はカーカス層１のタイヤ半径方向外側のクラウン部に配された主ベルト層である。この主ベルト層２はゴム被覆した非伸張性高剛性コード（ケプラーコードが適用できる）を螺旋巻きした少なくとも２層にて構成することができる。

また、３はナイロンコードのゴム被覆からなるリボン状トリートを端部で反対方向に傾斜するように同一面内で屈曲させてジグザグ状に延びる複数層にて構成され、主ベルト層２のタイヤ半径方向外側に配された副ベルト層、そして４は副ベルト層３のタイヤ半径方向外側に位置するトレッドである。このトレッド４はタイヤの回転する向きに形成された複数の主溝4aを有しており、これにより陸部（リブ）4bが区画されている。

前記主ベルト層２は、タイヤの幅方向中心からその端部に向けて漸減する積層厚みを有しており、図１に示す如く、タイヤの幅方向中心における積層厚さをG_Oとし、最大幅（タイヤの幅方向中心位置から端部に至るまでの幅）の2/3の位置における積層厚さをG₁とした場合に、0.2≦G₁/G₀≦0.8の条件を満足する。

また、主ベルト層２は、タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さ（D_c）、前記主ベルト層２の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さ（D_s）との関係が、0.85≦D_s/D_c≦1.1の条件を満足するもので、正規内圧を充填したときに形成されるトレッド外表面の曲率半径のうち、タイヤの幅方向中心を挟む中央領域の曲率半径（R₁）、該中央領域から幅方向外側域を形成する曲率半径（R₂）との関係が、0.4≦R₂/R₁≦3.0であり、曲率半径（R₁）と曲率半径（R₂）が前記主ベルト層の最大幅の40〜60％の範囲で接するように構成される。

本発明において、タイヤの幅方向中心における積層厚さ（G_O）と最大幅の2/3の位置における積層厚さ（G₁）との関係を0.2≦G₁/G₀≦0.8とした理由は、G₁/G₀が0.2を下回ると、ショルダー部付近に位置するベルト層に過大な張力がかかるため耐圧性能の劣化を引き起こすおそれがある一方、G₁/G₀が0.8を上回ると、2/3の位置に配置したベルト層が有効に活用されず空気入りライジアルタイヤの重量増につながることが懸念されるからである。

また、タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さ（D_c）と前記主ベルト層の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さ（D_s）との関係は、0.85≦D_s/D_c≦1.1に既定したが、その理由は、D_S/D_Cが0.85を下回ると、接地形状が丸くなり矩形とならない。一方、D_S/D_Cが1.1を上回ると接地形状が蝶々型となるからである。

正規内圧を充填したときに形成されるトレッド外表面の曲率半径のうち、タイヤの幅方向中心を挟む中央領域の曲率半径（R₁）とタイヤの幅方向中央領域から幅方向外側域を形成する曲率半径（R₂）との関係は、0.4≦R₂/R₁≦3.0とし、曲率半径R₁と曲率半径R₂が前記主ベルト層の最大幅の40〜60％の位置で連接するようにしたが、その理由は、上記の条件を満たさなければ適正な接地形状を得ることができないからである。

曲率半径（R₂）は主ベルト層１の総幅の40〜60％の領域で接点Ｐにて曲率半径（R₁）と滑らかにつながる。

図３、図４は本発明に従う航空機用ラジアルタイヤにつき、正規内圧を充填して平板上で正規荷重を負荷したときの接地面の形状を表したものである。

本発明においては、タイヤ幅方向中心での長さ（Ａ）、タイヤ幅方向中心から端部に至るまでの接地幅(ｗ)の84％の位置における長さ（Ｂ）、接地幅（ｗ）の88％の位置における長さ（B₀）、最も外側における陸部の幅方向最内側の長さ（B_i）の関係を0.8≦Ｂ／Ａ≦1.05で、かつ、0.9≦B₀／B_i≦1.1としたのは以下の理由による。

Ｂ／Ａが0.8よりも小さいと偏摩耗が避けられず、一方、Ｂ／Ａが1.05よりも大きくなるとショルダー部の発熱が大きくなり、それに起因した故障が発生し易くなるからである。

また、B₀／B_iが0.9よりも小さい場合は、ショルダーの陸部（リブ）における偏摩耗（肩落ち摩耗）が発生し、ショルダー部における溝が早期に摩耗してしまう（早期取り降ろしとなる）一方、B₀／B_iが1.1よりも大きい場合にはショルダーリブの接地端部における発熱が大きくなり、高荷重離陸試験においてはトレッドがブローアウトしまうとともに、接地圧が大きくなりすぎ摩耗の促進が著しいからである。

主ベルト層１は有機繊維コードを含むものにて構成することができ、該有機繊維コードは、引張破断強力が6.3cN/dtex以上で、伸張方向に0.3cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が2.2〜9.3％とすることにより、目標とする径成長の抑制を容易に達成することが可能で、これにより、異物の刺さり込みに対する性能を確保し、かつ主ベルト層２によるタガ効果の最適化が図られる。

カーカス層１を構成するカーカスプライに用いられる有機繊維コード、主ベルト層２を構成する有機繊維コードについては、何れも芳香族ポリアミド系の繊維が適用される。

表１に示す構造になる、サイズ1400X530R23 40PRのタイヤを製造して高速耐久試験を実施するとともにショルダーリブの摩耗状況について調査した。その結果を表１に併せて示す。

なお、高速耐久試験は、正規内圧、正規荷重で、速度380km／ｈまで約１分で加速させるドラム試験を数十回繰り返し指数化することによって表示し、ショルダーリブの摩耗状況は、ショルダーリブの摩耗仕事量を測定してそれを耐偏摩耗係数として指数化することによって表示し、タイヤの径成長は、正規内圧を充填したタイヤ外径の内圧充填前（フリー時）のタイヤ外径に対する割合で表示した。

表１における標準タイヤを基準にして径成長、耐久性、耐偏摩耗性を比較したところ、本発明に従うタイヤ（適合例）は比較例１〜３のタイヤに比べて何れの項目についても改善されていることが確認された。

耐偏摩耗性能が改善され耐久性の高い航空機用ラジアルタイヤが提供できる。

本発明に従う航空機用ラジアルタイヤの断面を右側半分について示した図である。 本発明に従う航空機用ラジアルタイヤの断面を右側半分について示した図である。 本発明に従う航空機用ラジアルタイヤの接地面の形状を示した図である。 本発明に従う航空機用ラジアルタイヤの接地面の形状を示した図である。

符号の説明

１ カーカス層
２ 主ベルト層
３ 副ベルト層
４ トレッド
4a 主溝
4b 陸部

Claims (3)

1. 一対のビードコアと、このビードコアの一方から他方に向けてトロイド状に延びる少なくとも１枚のカーカスプライからなるカーカス層と、前記カーカス層のタイヤ半径方向外側のクラウン域外周面に配され、ゴム被覆した非伸張性高剛性コードを螺旋巻きした少なくとも２層からなる主ベルト層と、前記主ベルト層のタイヤ半径方向外側に配され、ナイロンコードのゴム被覆からなるリボン状トリートを端部で反対方向に傾斜するように同一面内で屈曲させてジグザグ状に延びる複数層からなる副ベルト層と、前記副ベルト層のタイヤ半径方向外側に位置するトレッドを有する航空機用ラジアルタイヤにおいて、
   前記主ベルト層は、タイヤの幅方向中心からその端部に向けて漸減する積層厚みを有し、
   タイヤの幅方向中心における積層厚さをG_Oとし、最大幅の2/3の位置における積層厚さをG₁とした場合に、0.2≦G₁/G₀≦0.8の条件を満足するものであり、
   タイヤの幅方向中心位置でのトレッド厚さをD_cとし、前記主ベルト層の最大幅の80％の幅になる位置でのトレッド厚さをD_sとした場合に、0.85≦D_s/D_c≦1.1の条件を満足するものであり、
   かつ、正規内圧を充填したときに形成されるトレッド外表面の曲率半径のうち、タイヤの幅方向中心を挟む中央領域の曲率半径をR₁とし、該中央領域から幅方向外側域を形成する曲率半径をR₂とした場合に、0.4≦R₂/R₁≦3.0で、曲率半径R₁と曲率半径R₂が前記主ベルト層の最大幅の40〜60％の位置で相互に連接してなることを特徴とする航空機用ラジアルタイヤ。
2. 前記主ベルト層は、有機繊維コードを含むものであり、この有機繊維コードは、引張破断強力が6.3cN/dtex以上で、伸張方向に0.3cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtexの荷重を付加したときの伸び率が2.2〜9.3％の範囲にある、請求項１記載の航空機用ラジアルタイヤ。
3. タイヤの回転する向きに形成された複数本の主溝にて区画された陸部を有し、正規内圧を充填して平板上で正規荷重を負荷したときの接地面の形状につき、そのをＢ、さらタイヤ幅方向中心での長さをＡ、接地幅の84％の位置における長さに、設置幅の88％の位置における長さをB₀、最も外側における陸部の幅方向最内側の長さをB_iとした場合に、
   0.8≦Ｂ／Ａ≦1.05で、かつ、
   0.9≦B₀／B_i≦1.1
   ここに、Ｂ／Ａ ：グローバル矩形率
   B₀／Bi ：ローカル矩形率
   の条件を満足するものである、請求項１又は２記載の航空機用ラジアルタイヤ。

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