JP2017530054A - 航空機用タイヤのトレッド層 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、航空機用タイヤ、特にそのトレッドに関し、ショルダでの偶発的なトレッド分離の場合にトレッド片の寸法及び質量を低減することを目的とする。【解決手段】本発明によれば、トレッド（２）は、軸方向幅ＬSを有する２つのショルダーリブ（６）を備え、各ショルダーリブ（６）は、直径Ｄの円に内接する開口面（８１）を形成する、トレッド面（３）上に開口するキャビティ（８）を備える。これらのキャビティ（８）は、円周方向間隔Ｐで、周期Ｔ及び振幅Ａを有する周期的曲線（９）に沿って円周方向に分散される。２つの連続するキャビティ（８）の間の円周方向間隔Ｐは、周期的曲線（９）の周期Ｔの０．２倍以下であり、周期的曲線（９）の周期Ｔは、接地面（３１）の円周長さＬC以下であり、周期的曲線（９）の振幅Ａは、ショルダーリブ（６）の軸方向幅ＬSの０．５倍以下である。【選択図】図１

Description

本発明は、航空機用タイヤに関し、特に航空機用タイヤのトレッドに関する。

タイヤは、回転軸の周りで回転対称の幾何形状を有するので、タイヤの幾何形状は、一般的に、タイヤの回転軸を含む子午面で説明される。所与の子午面については、半径方向、軸方向、円周方向は、それぞれ、タイヤの回転軸に垂直な方向、タイヤの回転軸に平行な方向、子午面に垂直な方向を示す。表現「半径方向に」、「軸方向に」、及び、「円周方向に」は、それぞれ、「半径方向の方向に」、「軸方向の方向に」、及び、「円周方向の方向に」を意味する。

一般に、タイヤは、トレッド面を介して地面と接触することが意図されるトレッドを備えるクラウンを備え、このクラウンは、リムと接触することが意図された２つのビード部に対して２つのサイドウォール部によって接続される。

トレッドは、円周長さＬ_C及び軸方向幅Ｌ_Aの接地面上のトレッド面を介して地面と接触することが意図され、接地面は、タイヤに付与される荷重及び圧力の機械的応力に左右される。航空機用タイヤの場合、通常、新品状態のタイヤが推奨された公称圧力まで膨張され、３２％に等しい半径方向の撓みを受けた場合に接地面を定める。定義上、円周長さＬ_C及び接地面の軸方向幅Ｌ_Aは、それぞれ、ほぼ長円形状の接地面に内接する矩形の円周長さ及び軸方向幅である。接地面は、新品状態のタイヤが垂直荷重及びタイヤ圧の組み合わせ作用で３２％に等しい半径方向の撓みを受けたときのタイヤの占有面積である。定義上、タイヤの半径方向の撓み度は、タイヤが無荷重状態の膨張状態から静的荷重を受けた膨張状態に移行する際の半径方向の変形量、つまり半径方向高さの相対変位量である。撓み度は、タイヤの半径方向の高さの変位量と、リムフランジ上で測定されたタイヤの外径とリムの最大直径との差の半分との比により定義される。タイヤの外径は、例えば、タイヤリム協会、つまりＴＲＡにより推奨される公称圧力に膨張された無荷重状態の静状態下で測定される。

トレッドは、半径方向高さＨにわたって底面からトレッド面まで半径方向に延在し、第１のトレッド縁から第２のトレッド縁まで軸方向に延在し、円周長さＣを有するタイヤの外周全体の周りに円周方向に延在するトラス形の容積部である。エラストマー材料で作製されたトレッドは、タイヤの摩耗部分である。底面は、摩耗度の最大許容範囲を定める理論表面である。摩耗レベルがこの底面に到達した場合にはタイヤを使用しないことが推奨される。

トレッドは、一般的に、底面から外方に半径方向に延在する隆起要素で構成され、隆起要素は、空隙により分離される。航空機用タイヤの場合、隆起要素は、通常、円周溝と呼ばれる円周方向の空隙により分離された円周方向リブである。円周方向リブは、半径方向高さと呼ばれる半径方向の距離にわたって、底面とトレッド面との間で半径方向に延在する。円周方向リブは、軸方向幅と呼ばれる軸方向の距離にわたって２つの側面の間に軸方向に延在し、軸方向幅は、トレッド面で測定される。最後に、軸方向幅は、タイヤの外周全体にわたって円周方向にかつ連続的に延在する。一例として、航空機用タイヤのトレッドは、赤道面の周りに対称的に、トレッドの中央を通って、回転軸に垂直に、軸方向においてトレッドの２つの縁部の１つによって外側、及びで円周溝によって内側が制限された２つの軸方向外側円周方向リブつまりショルダーリブと、２つの中間円周方向リブと、トレッド中央の中央円周方向リブとを備える。中間円周方向リブは、第１の円周溝から第２の円周溝まで軸方向に延在するが、軸方向外側円周方向リブつまりショルダーリブは、トレッドの縁部から円周溝まで軸方向に延在する。従って、トレッドは、各々が軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッド縁から円周溝まで軸方向に延在する少なくとも２つのショルダーリブを備える。

トレッドの半径方向内側には、タイヤクラウン補強構造体であるクラウン補強部が位置決めされる。航空機用タイヤのクラウン補強部は、一般的に、クラウン層と呼ばれる少なくとも１つのクラウン補強層を備える。各クラウン層は、エラストマー材料、すなわち天然又は合成ゴムを基本とする材料で被覆された補強要素で構成され、この相互に平行の補強要素は、円周方向と＋２０°〜−２０°の角度を成す。航空機用タイヤにおいて、クラウン層の補強要素は、一般的に、波形曲線で円周方向に配置される。

クラウン層の中では、通常、織物補強要素を備える、ワーキング補強部を構成するワーキング層と、通常、金属又は織物補強要素を備える、保護用補強部を構成してワーキング補強部の半径方向外側に配置される保護層との区別が行われる。ワーキング層は、クラウンの機械的挙動を抑制する。通常、ワーキング層の補強要素は、好ましくは脂肪族ポリアミド又は芳香族ポリアミドで作製された紡織フィラメントで構成されたコードである。保護層は、本質的に、ワーキング層を、トレッドを通ってタイヤの内側に向かって半径方向に広がる可能性がある破壊作用から保護する。保護層の補強要素は、金属糸で構成されたコード又は紡織フィラメントで構成されたコードとすることができる。

航空機メーカは、搭乗者安全、従って自社航空機故障の危険性低減に絶えず関心を抱いている。潜在的故障モードの中で、航空機ランディングギヤが装備するタイヤのトレッドの部分的又は完全な損失は、航空機離陸又は着陸段階に発生する極めて重要な故障モードである。

この故障モードは、特に、タイヤが滑走路上に存在する可能性がある先端が丸い物体上を走行した場合に発生する。高いタイヤ圧、高い静荷重、高い動荷重及び高速により特徴づけられる航空機用タイヤの過酷な使用条件を念頭に置くと、先端が丸い物体上を走行するタイヤのトレッドは、トレッド損傷が生じ、これにより、一般的に、トレッドの切断がもたらされ、その後の様々な幾何学的な寸法及び質量のトレッド片が跳ね上げられる。

その後、トレッド片は、航空機の構造体に衝突し、質量及びトレッド片が跳ね上げられる速度が大きいほど高い、トレッド片が蓄えた機械エネルギーによる著しい構造損傷をもたらす場合、又は、航空機用エンジンに入り、エンジンがトレッド片をサイズが大きすぎるために取り込むことができない場合にエンジン作動に関する問題を引き起こす場合がある。

潜在的な衝撃、特にトレッド片の衝撃に耐えるために航空機構造体の補強が検討されてきた。しかしながら、同じ材料に関して、この解決策は、航空機性能に関する限り有害である構造体質量の増大を伴い、この理由から、ますます軽量の構造材料が使用されている。しかしながら、構造体を機械的に強化しても、エンジンに入るトレッド片の問題は解決されない。

跳ね上げられたトレッド片に対する保護を行う装置も検討されてきた。国際公開第２０１００１２９１３号では、保護パネルが説明されており、保護パネルの外面は、複合材料を含み、航空機の構造に結合された支持体上に変形可能な構成部品を介して取り付けられる。いくつかの支持補剛構成部品に固定され、保護パネルの外面に垂直である変形可能な構成部品は、跳ね上げられたトレッド片による衝撃の影響を受けると座屈するように設計される。国際公開第２０１０／０５２４４７号では、航空機のエンジンを跳ね上げられたタイヤトレッドデブリから保護する装置が説明されている。この装置は、航空機主脚に枢動結合された保護棒を備え、保護棒は、第１の位置と第２の位置と間で移動することができる。第１の位置において、保護棒は、トレッドデブリの可能性がある経路を妨害するためにタイヤ及びホイールから構成される取付け組立体全体を横切って側方に延在する。

トレッド片のサイズを最小限に抑え、従って、航空機との衝突を最小限に抑えるためにトレッドを細分化する装置も説明されている。米国特許第７６６９７９８号では、航空機の車輪と別の部分との間に位置し、タイヤから分離して、航空機の他の部分の方へ跳ね上げられたトレッド部分をいくつかの部片に細分化することができる細分化手段が説明されている。これらの細分化手段は、トレッド材料を裁断することができるブレードを有する格子などの上記部片を分散させるように設計される。

上記の保護又は破砕装置は、追加の構造体を構成するという欠点を有し、これによる追加の質量は、航空機の最大積載質量に悪影響を与える。

また、タイヤに組み込まれるトレッドを細分化する装置が提案されている。国際公開第２０１３／０９２５７８号では、トレッドの半径方向内側及びクラウン補強部の半径方向外側にトレッド分離層を備えた航空機用タイヤが説明されている。国際公開第２０１３／０９２５８１号では、航空機用タイヤが説明されており、この航空機用タイヤのトレッドは、トレッド上に開口し、互いに平行であり、タイヤの円周方向に対して４５°以上の角度で傾き、タイヤの外周の少なくとも一部にわたって円周方向に分散配置されるキャビティ列を備える。国際公開第２０１３／０９２５８５号では、航空機用タイヤが説明されており、この航空機用タイヤのトレッドは、トレッドの軸方向幅の少なくとも一部にわたって軸方向に分散され、タイヤの外周の少なくとも一部にわたって円周方向に分散された独立したキャビティを備える。

トレッドが、詳細にはショルダーリブで先端が丸い物体で攻撃される場合、偶発的なトレッド分離は、このショルダーリブに限定される。この場合、ショルダーリブは、ストリップの形で切り込まれている場合が多く、ストリップの一部は、タイヤと一体化のままであり、ストリップの分離部分は、車輪の回転毎に航空機の構造体に衝突する可能性がある。

国際公開第２０１０／０１２９１３号公報 国際公開第２０１０／０５２４４７号公報 米国特許第７６６９７９８号明細書 国際公開第２０１３／０９２５７８号公報 国際公開第２０１３／０９２５８１号公報 国際公開第２０１３／０９２５８５号公報

本発明の目的は、外部からの攻撃により引き起こされる割れの広がりから生じる偶発的なトレッド分離を生じやすい航空機用タイヤのショルダーリブが、トレッド片の形で切断されるのを保証することであり、トレッド片サイズ及び質量は、航空機の構造体又はエンジンを損傷しない大きさである。本発明は、航空機の最大積載量に悪影響を与えることになるタイヤの外部の追加の装置ではなく、タイヤに組み込まれるデバイスを提供することを意図する。

この目的は、本発明により、航空機用タイヤにより達成されており、航空機用タイヤは、
推奨された公称圧力に膨張されたタイヤが３２％に等しい半径方向の撓みを受けた場合に円周長さＬ_C及び軸方向幅Ｌ_Aの接地面にわたってトレッド面を介して地面と接触することが意図されたトレッドを備え、
トレッドは、半径方向高さＨにわたって底面からトレッド面まで半径方向に延在し、第１のトレッド縁から第２のトレッド縁まで軸方向に延在し、タイヤの外周全体周りに円周方向に延在し、
トレッドは、各々が軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッド縁から円周溝まで軸方向に延在する、ショルダーリブと呼ばれる２つの軸方向外側円周方向リブを備え、
各ショルダーリブは、直径Ｄの円に内接する開口面を形成する、トレッド面上に開口するキャビティを備え、
各ショルダーリブのキャビティは、円周方向間隔Ｐで円周方向に分散され、
各ショルダーリブのキャビティは、周期Ｔ及び振幅Ａを有する周期的曲線に沿って円周方向に位置決めされ、
２つの連続するキャビティの間の円周方向間隔Ｐは、周期的曲線の周期Ｔの０．２倍以下であり、
周期的曲線の周期Ｔは、接地面の円周長さＬ_C以下であり、
周期的曲線の振幅Ａは、ショルダーリブの軸方向幅の０．５倍以下である。

本発明によれば、各ショルダーリブは、直径Ｄの円に内接する開口面を形成する、トレッド面上に開口するキャビティを備える。換言すれば、開口面は、必ずしも円形である必要はないが、直径Ｄの円に内接する必要がある。従って、これらのキャビティは、２つのショルダーリブの各々に、すなわちショルダーリブが作製されるエラストマー化合物に孔又はウェルを形成する。

本発明の意味において、キャビティは、例えば、不規則なタイヤ摩耗に対処するために、重量貨物自動車用タイヤの円周方向リブの縁部で使用されるようなサイプではなく、これらのサイプは、一般的に、数ミリメートル程度の小さな円周方向間隔を有する。本発明の意味において、キャビティは、重量貨物自動車の従動軸のタイヤのトラクションの向上を目指すための、又は建設車両又は農業車両用タイヤの場合に工事現場又は用地のタイプの地面でトレッドの係合を向上させるためのトレッド内の横方向の切り込みでもない。本発明の意味において、キャビティは、トレッドをこのキャビティによって切断するのを容易にするトレッドの局所的に脆弱な領域である。

所定のショルダーリブに関して、一方で、キャビティは、円周方向間隔Ｐで円周方向に分散され、円周方向間隔は、好ましくは必須ではないが一定であり、他方で、周期Ｔ及び振幅Ａを有する周期的曲線に沿って円周方向に位置決めされる。対応する技術的問題、すなわち偶発的なトレッド分離の場合にトレッド片の寸法、従って質量を低減するのを助けるという問題を解決するために、幾何学的な特徴Ｐ、Ｔ、及びＡは、いくつかの条件を満たす必要がある。第１に、２つの連続するキャビティの間の円周方向間隔Ｐは、周期的曲線の周期Ｔの０．２倍以下であることが必要である。第２に、周期的曲線の周期Ｔは、接地面の円周長さＬ_C以下であることが必要である。最後に、周期的曲線の振幅Ａは、ショルダーリブの軸方向幅Ｌ_S以下であることが必要である。

発明者らは、ショルダーリブの全ての地点が、ショルダーリブの軸方向及び円周方向の両方の平坦化のために接地面を通過する際に曲線を成す経路の周期を描くことを見出した。結果的に、例えば、タイヤが、先端が丸い物体上を走行した後にショルダーリブ内で引き起こされる何らかの割れは、このような周期的経路に沿って自然に広がる傾向があることになる。従って、本発明によるキャビティは、ショルダーリブが損傷した場合には自然な割れを促すように、所定に間隔でこのような周期的経路で分散される。

周期的曲線の周期Ｔの０．２倍以下の２つの連続するキャビティの間の円周方向間隔Ｐが、損傷により引き起こされる割れが自然発生的な割れを引き起こすことなく２つの連続するキャビティの間で広がることを可能にする。この円周方向間隔は、２つの連続するキャビティ列の間の円周方向の距離であり、この円周方向間隔は、タイヤの外周にわたって一定又は可変とすることができる。タイヤの外周の円周長さは、トレッド面の展開長さであり、新品状態のタイヤ上で、リム上に取り付けられることなく未膨張状態で、例えば、メジャーを使用して測定することができる。

接地面の円周長さＬ_C以下の周期的曲線の周期Ｔにより、周期に対応する少なくとも１つのパターンを接地面に有することが可能であり、その結果、引き起こされた割れがホイールの回転毎に広がり、トレッド分離の場合にショルダーリブのトレッド片の円周長さが確実に制限される。

最後に、ショルダーリブの軸方向幅Ｌ_Sの０．６倍以上の周期的曲線の振幅が、ショルダーリブを軸方向幅Ｌ_S全体にわたって完全に切断することを可能にする。これにより、ショルダーリブのストリップの生成が阻止され、このストリップは、タイヤのトレッドと一体のままであるので車輪の回転毎に航空機を衝突する可能性がある。

有利なことに、２つの連続するキャビティの間の円周方向間隔Ｐは、キャビティの開口面の直径Ｄの２倍以上である。最小間隔により、割れが発生した場合に、摩耗及びグリップなどの他の性能係数を損なうことなく、割れの広がりを制御することが可能となる。

また、有利なことに、キャビティの開口面の直径Ｄは、２ｍｍ以上であり、好ましくは５ｍｍ以上である。これは、キャビティの開口面の直径Ｄが回転の影響を受けても閉鎖しない程度に十分である必要があることに起因する。

各キャビティは、好ましくは、半径方向高さＨ_Cを有する円筒体である。尖端が存在しないため、円筒形のキャビティ形状により、通常の使用状態でキャビティの割れが生じることが阻止される。

また、好ましくは、各キャビティの半径方向高さＨ_Cは、トレッドの半径方向高さＨ以下である。これにより、クラウン補強部に到達することなく、割れの広がりがトレッドまでに制限され、従って、トレッド分離をショルダーリブに限定することが可能となる。

周期的曲線は、好ましくは破線であり、破線は、最も単純な周期的曲線形状である。

好適な実施形態によれば、トレッドが少なくとも１つの軸方向内周リブを２つのショルダーリブの軸方向内側に備える場合、上記の軸方向内周リブは、第１の円周溝から第２の円周溝まで軸方向に延在し、各ショルダーリブは、トレッド面上に、及びショルダーリブに隣接する円周溝上に開口する溝縁部キャビティを備え、少なくとも１つの軸方向内周リブは、トレッド面上に、及び軸方向内部リブに隣接する円周溝の各々の上に開口する溝縁部キャビティを備え、ショルダーリブ及び少なくとも１つの軸方向内周リブで形成された溝縁部キャビティは、タイヤの円周方向に対して４５°以上の角度で傾斜する相互に平行なキャビティ列を形成し、キャビティ列は、タイヤの外周の円周長さの０．０２倍以上、かつ、０．１２倍以下の円周方向間隔でタイヤの外周の少なくとも一部の周りに円周方向に分散される。

この実施形態は、ブレードなどの先端が丸い物体がトレッドの様々な円周方向リブに同時に食い込んだ場合にトレッドの完全な細分化を軸方向幅全体にわたって得るのに有利である。具体的には、この実施形態は、割れが発生した場合にショルダーリブが細分化されるのを保証する、各ショルダーリブ内のキャビティの分散と、何らかの軸方向内周リブが細分化されるのを保証する、軸方向内周リブの側方縁部に形成された溝縁部キャビティ列とを組み合わせる。軸方向内周リブは、タイヤの赤道面の片側寄りに位置する中間リブ又はタイヤの赤道面に中心がある中央リブとすることができる。

各ショルダーリブの軸方向内側縁部及び各軸方向内周リブの２つの縁部は、タイヤの円周方向に対して４５°以上の角度で傾斜する相互に平行なキャビティ列を形成する溝縁部キャビティを備える。従って、キャビティ列の傾斜角は、円周方向よりも軸方向に近く、その結果、キャビティの周期的な開放及び閉鎖の動きが、キャビティが接地面に入りその後出る際に促される。これらの周期的な開放及び閉鎖は、車輪の回転毎に、割れの広がりを促す。

更に、キャビティ列は、タイヤの外周の円周長さの０．０２倍以上、かつ、０．１２倍以下の円周方向間隔で円周方向に分散される。円周方向間隔値のこの範囲は、タイヤから分離する可能性があるトレッド片の所望の最大円周長さに応じて定められる。更に、タイヤの外周の円周長さの０．１２倍に等しい最大の円周方向間隔により、円周方向リブ当たり少なくとも１つのキャビティが接地面内に存在することが保証される。

軸方向内周リブの割れの現象は、発明者らによると、ショルダーリブに関する現象とは異なる。これは、接地面を通過する際に、ショルダーリブでは、円周方向の屈曲及び軸方向の屈曲が発生し、一方、軸方向内周リブでは、主として円周方向の屈曲が発生するからである。軸方向内周リブ内で引き起こされる割れが、トレッド面が地面と接触している接地面に入る際に、ホイールの回転毎に周期的な機械的応力の作用を受けて、この割れは、半径方向最外クラウン層までタイヤの内側の方に半径方向に広がり、その後、半径方向最外クラウン層の半径方向外面に沿って軸方向及び円周方向に広がり、これに起因して、タイヤのクラウンは、半径方向最外クラウン層で切断される。機械的応力、特に遠心力の影響を受けて、割れは、タイヤの様々な方位角でトレッドを通ってタイヤの外側に向かって半径方向に広がることになる。その結果、トレッドの一部は、種々の寸法のトレッド片の形で又は実質的にトレッド全体が切り離され、タイヤから分離して外向きに投げ飛ばされ、航空機の構造体に衝突するか又はエンジンに入る危険性がある。

従来のトレッド、すなわち円周溝により分離された円周方向リブのみを備えるがこの実施形態で定義するようなキャビティ列を備えていないトレッドの場合、トレッド片は、トレッドの軸方向部分にわたって又は軸方向幅全体にわたって軸方向に延在する場合がある。トレッド片は、円周方向にタイヤの外周の大部分にわたって又は外周全体にわたって延在する場合がある。その結果、跳ね上げられたトレッド片は、航空機の構造体又はエンジンを損傷する可能性がある有害な寸法及び質量を有する。

キャビティ列を備えるトレッドの場合、トレッド片は、従来のトレッドの場合よりも小さな軸方向及び円周方向の寸法を有する。

これは、キャビティは、キャビティがトレッドの半径方向の厚さの局所的低減を可能にする限りにおいて、トレッドの選択的切断領域を構成するからである。この半径方向の厚さの低減は、キャビティが、トレッド面が地面と接触している接地面に入りその後に出る際にヒンジ作用をもたらす。従って、ヒンジ丁番作用は、半径方向最外クラウン層の半径方向外面から半径方向に外方に広がる割れの広がりの出現を促す。キャビティが車輪の回転毎に接地面を通過する際にキャビティを交互に開放及び閉鎖する機械的応力は、割れが広がるのを促し、これらの割れは、トレッドの半径方向の厚さの局所的低減を考慮するとより急速に開口する。換言すると、キャビティは、割れの出現及びトレッドの切断を促す局所的に脆弱な領域を構成する。

また、キャビティ列は、トレッドの選択的割れ平面を構成し、その結果、トレッド片の円周長さが制限される。その結果、トレッド片の円周長さは、２つの連続するキャビティ列の間の円周方向の距離つまり円周方向間隔を理論的に超えてはいけない。従って、円周方向間隔の選択により、トレッド片の最大円周長さが抑制される。

円周方向リブ内のキャビティの存在に起因して、上記の円周方向リブが切断され、これにより、上記の円周方向リブは、隣接リブから独立してタイヤから離れることができる。従って、トレッド片の軸方向幅はリブの軸方向幅に低減される。

上記の好適な実施形態の１つの変形例では、キャビティ列は、円周方向に対して８０°以上の角度で傾斜する。

本発明の特徴及び他の利点は、図１〜図４を参照するとより良く理解できるはずである。

本発明による航空機用タイヤのクラウンの子午断面図である。 本発明によるショルダーリブの斜視図である。 本発明による航空機用タイヤのトレッドの接地面を示す。 本発明の好適な実施形態によるキャビティ列を有する航空機用タイヤのトレッドの接地面を示す。

本発明の理解を容易にするために、図１〜図４は、縮尺通りではなく単純化して示されている。

図１は、本発明による航空機用タイヤ１のクラウンの子午断面図、すなわち方向ＹＹ’及びＺＺ’がタイヤのそれぞれ軸方向及び半径方向の方向である子午面（ＹＹ’、ＺＺ’）の断面を示す。トレッド面３を介して地面と接触することが意図されるトレッド２は、半径方向高さＨにわたって底面４からトレッド面３まで半径方向に、第１のトレッド縁から第２のトレッド縁５まで軸方向に、円周長さＣを有するタイヤの外周全体（図示せず）周りに円周方向に延在する。図示の実施例において、トレッド２は、軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッド縁５から円周溝７まで軸方向に延在するショルダーリブ６と呼ばれる２つの軸方向外側円周方向リブを含む、５つの円周方向リブを備える。各ショルダーリブ６の断面では、直径Ｄの円形の開口面８１を超えてトレッド面３上へ開口する円筒形状のキャビティ８が示されている。また、底面４の半径方向内側のクラウン層で構成されたタイヤのクラウン補強部及びクラウン補強部の半径方向内側のカーカス補強部が示されている。

図２は、本発明によるショルダーリブの斜視図を提示する。詳細には、図２は、ショルダーリブ６、円周溝７、及び中間円周方向リブを備えるトレッド２のショルダ一部を提示する。ショルダーリブ６は、軸方向幅Ｌ_Sにわたって、トレッド縁５から円周溝７まで軸方向に延在する。ショルダーリブ６は、直径Ｄの円に内接する開口面８１を形成する、トレッド面３上に開口するキャビティ８を備える。キャビティ８は、円周方向間隔Ｐで円周方向に分散され、周期Ｔ及び振幅Ａを有する周期的曲線９に沿って円周方向に位置決めされる。

図３は、ＴＲＡ規格に従って推奨された公称圧力まで膨張された、新品状態のタイヤが３２％の半径方向の撓みに対応する荷重を受けて押し潰された場合の本発明による航空機用タイヤのトレッドの接地面３１を示す。矩形に内接する接地面は、円周長さＬ_C及び軸方向幅Ｌ_Aにより規定される。図示の実施例において、軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッドの縁部５と円周溝７との間で軸方向に延在するショルダーリブ６は、周期的曲線の周期Ｔの０．１倍にほぼ等しい間隔Ｐで分散される直径Ｄの円形断面の開口面８１を超えてトレッド面３上に開口するキャビティ８の分散配置を含む。キャビティ８を担う曲線９は、円周長さＬ_Sを下回る周期Ｔ及びショルダーリブ６の軸方向幅Ｌ_Sの０．５倍にほぼ等しい振幅Ａを有する。

図４は、ＴＲＡ規格に従って推奨された公称圧力まで膨張された、新品状態のタイヤが３２％の半径方向の撓みに対応する荷重を受けて押し潰された場合の好適な実施形態による航空機用タイヤのトレッドの接地面３１を示す。矩形に内接する接地面は、円周長さＬ_C及び軸方向幅Ｌ_Aにより規定される。図示の実施例において、軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッドの縁部５と円周溝７との間に軸方向に延在する各ショルダーリブ６は、周期的曲線の周期Ｔの０．１倍にほぼ等しい間隔Ｐで分散される直径Ｄの円形断面の開口面８１を超えてトレッド面３上に開口するキャビティ８の分散配置を含む。キャビティ８を担う曲線９は、円周長さＬ_Sを下回る周期Ｔ及びショルダーリブ６の軸方向幅Ｌ_Sの０．５倍にほぼ等しい振幅Ａを有する。更に、トレッドは、第１の円周溝７から第２の円周溝７まで軸方向に延在する３つの軸方向内周リブ１０、タイヤの赤道面ＸＺの両側に位置する２つの中間リブ、及びタイヤの赤道面ＸＺ上に中心がある中央リブを備える。２つのショルダーリブ６の各々は、トレッド面３上に、及びショルダーリブに隣接する円周溝７上に開口する溝縁部キャビティ１１を備える。３つの軸方向内周リブ１０の各々は、トレッド面３上に、及び軸方向内周リブに隣接する円周溝７の各々の上に開口する溝縁部キャビティ１１を備える。２つのショルダーリブ６及び３つの軸方向内周リブに形成された溝縁部キャビティ１１は、タイヤの円周方向ＸＸ’に対して９０°に等しい角度Ｉで傾斜する相互に平行なキャビティ列１２を形成する。本発明の場合、キャビティ列１２は、タイヤの接地面の円周長さＬ_Cの０．５倍に等しい一定の周囲の間隔Ｐ１でタイヤの外周全体の周りに円周方向に分散される。

発明者らは、サイズ４６ｘ１７Ｒ２０の航空機用タイヤに対して本発明を実施し、これは１５．３バールに等しい公称圧力、２０４７３ｄａＮに等しい公称静荷重、及び３６０ｋｍ／ｈの最大基準速度で特徴付けされる。

検討したタイヤにおいて、トレッドは、５つの円周方向リブ、すなわち、５０ｍｍ、３３．５ｍｍ、及び、８２ｍｍのそれぞれの軸方向幅を有する２つのショルダーリブ、２つの中間リブ、及び中央リブを備える。２つのショルダーリブの各々は、５ｍｍに等しい直径Ｄを有する円形の開口面を形成する、トレッド面上に開口する円筒形キャビティを備える。キャビティは、２５ｍｍに等しい円周方向間隔Ｐで円周方向に分散され、１４５ｍｍに等しい周期Ｔ及び３０ｍｍに等しい振幅Ａを有する、破線タイプの周期的曲線に沿って円周方向に位置決めされる。

発明者らは、ショルダ損傷後のトレッド分離試験において、同じトレッドを有するがショルダーリブ内にキャビティを備えていない基準タイヤと比較して、ショルダーリブのトレッド片の平均長さが３分の１、平均質量が２分の１になることを実証した。

３ トレッド面
３１ 接地面
７ 円周溝
６ ショルダーリブ
５ 第２のトレッド縁
８１ 開口面
８ キャビティ
９ 周期的曲線
Ａ 振幅
Ｌ_C 円周長さ
ＬＡ 軸方向幅
ＬＳ 軸方向幅
Ｐ 円周方向間隔
Ｔ 周期

Claims (8)

1. 推奨された公称圧力に膨張された前記タイヤが３２％に等しい半径方向の撓みを受けた場合に円周長さＬ_C及び軸方向幅Ｌ_Aの接地面（３１）にわたってトレッド面（３）を介して地面と接触することが意図されたトレッド（２）を備える航空機用タイヤ（１）であって、
   前記トレッド（２）は、半径方向高さＨにわたって底面（４）から前記トレッド面（３）まで半径方向に延在し、第１のトレッド縁から第２のトレッド縁（５）まで軸方向に延在し、前記タイヤ（１）の外周全体の周りに円周方向に延在し、
   前記トレッド（２）は、各々が軸方向幅Ｌ_Sにわたってトレッド縁（５）から円周溝（７）まで軸方向に延在する、ショルダーリブ（６）と呼ばれる２つの軸方向外側円周方向リブを含み、
   前記ショルダーリブ（６）の各々は、直径Ｄの円に内接する開口面（８１）を形成する、前記トレッド面（３）上に開口するキャビティ（８）を含み、前記ショルダーリブ（６）の各々の前記キャビティ（８）は、円周方向間隔Ｐで円周方向に配置され、前記ショルダーリブ（６）の各々の前記キャビティ（８）は、周期Ｔ及び振幅Ａを有する周期的曲線（９）に沿って円周方向に位置決めされ、２つの連続する前記キャビティ（８）の間の前記円周方向間隔Ｐは、前記周期的曲線（９）の前記周期Ｔの０．２倍以下であり、前記周期的曲線（９）の前記周期Ｔは、前記接地面（３１）の前記円周長さＬ_Cに以下であり、前記周期的曲線（９）の前記振幅Ａは、前記ショルダーリブ（６）の前記軸方向幅Ｌ_Sの０．５倍に以下である、航空機用タイヤ（１）。
2. 前記２つの連続するキャビティ（８）の間の前記円周方向間隔Ｐは、前記キャビティ（８）の前記開口面（８１）の前記直径Ｄの２倍以上である、請求項１に記載の飛行機用タイヤ（１）。
3. 前記キャビティ（８）の前記開口面（８１）の前記直径Ｄは、２ｍｍ以上であり、好ましくは５ｍｍ以上である、請求項１又は２のいずれかに記載の航空機用タイヤ（１）。
4. 前記キャビティ（８）の各々は、半径方向高さＨ_Cを有する円筒体である、請求項１から３のいずれかに記載の航空機用タイヤ（１）。
5. 前記キャビティ（８）各々の前記半径方向高さＨ_Cは、前記トレッド（２）の前記半径方向高さＨ以下である、請求項４に記載の航空機用タイヤ（１）。
6. 前記周期的曲線（９）は、破線である、請求項１から５のいずれかに記載の航空機用タイヤ（１）。
7. 前記トレッドは、第１の円周溝（７）から第２の円周溝（７）まで軸方向に延在する少なくとも１つの軸方向内周リブ（１０）を含み、前記ショルダーリブ（６）の各々は、前記トレッド面（３）上に、及び前記ショルダーリブに隣接する前記円周溝（７）上に開口する溝縁部キャビティ（１１）を含み、前記少なくとも１つの軸方向内周リブ（１０）は、前記トレッド面（３）上に、及び前記軸方向内側リブに隣接する前記円周溝（７）の各々の上へ開口する溝縁部キャビティ（１１）を含み、前記ショルダーリブ（６）及び前記少なくとも１つの軸方向内周リブ（１０）に形成された前記溝縁部キャビティ（１１）は、前記タイヤ（１）の円周方向（ＸＸ’）に対して４５°以上の角度（Ｉ）で傾斜する相互に平行のキャビティ列（１２）を形成し、前記キャビティ列（１２）は、前記タイヤ（１）の前記外周の前記円周長さの０．０２倍以上、かつ、０．１２倍以下の円周方向間隔Ｐ１で前記タイヤ（１）の前記外周の少なくとも一部の周りに円周方向に分散される、請求項１から６のいずれかに記載の航空機用タイヤ。
8. キャビティ列（１２）は、前記円周方向（ＸＸ’）に対して８０°以上の角度（Ｉ）で傾斜する、請求項７に記載の航空機用タイヤ。

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