JP6122443B2 - 航空機用タイヤのためのクラウン - Google Patents

Description

本発明は、航空機用のタイヤ、特に航空機用タイヤのクラウンに関する。

航空機製造業者は、乗客の安全性、従って、各種装置の故障の恐れの軽減に常時関心をもっている。検討対象である故障モードのうち、航空機着陸装置に搭載されているタイヤのトレッドの部分欠損又は完全欠損は、航空機の離陸又は着陸段階中に起こる重大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偶然存在する恐れのあるずんぐりとした物体を踏んだときに起こる。高いインフレーション圧力、大きな静荷重及び高速を特徴とする航空機用タイヤの過酷な使用条件を念頭に置くと、タイヤのトレッドがずんぐりとした物体を踏むことにより、タイヤの損傷が生じ、その結果、一般に、トレッドが切れ、次に、様々な幾何学的寸法及び質量又は重さ（本発明との関連において、質量と重さは同義である）のトレッドの断片が飛び散る。

次に、トレッド断片は、航空機の構造体にぶつかつ場合があり、それにより、これら断片によって蓄えられた機械的エネルギーに鑑みて、相当大きな構造的損傷が生じる場合があり（断片の質量及び飛散速度が高ければ高いほど、この機械的エネルギーがそれだけ一層高くなる）、或いは、トレッド断片は、航空機エンジンに入り込の場合があり、それにより、トレッドの断片のサイズが大きすぎるので航空機エンジンがこれらトレッドの断片を吸収することができない場合、航空機エンジンの動作に関して問題が生じる場合がある。

潜在的な衝撃、特にトレッドの断片の衝撃に耐えるために航空機の構造体を強化することが検討されてきた。しかしながら、同種材料の場合、この解決手段は、構造体の質量の増加を必然的に伴い、このことは、ますます軽量の構造材料が利用されつつあるので航空機性能に関する限り不利である。しかしながら、構造体の機械的強化は、エンジン内に投げ込まれる断片の問題を解決するわけではない。

トレッドの断片が飛散されることがないように保護を提供する装置も又検討された。国際公開第２０１０／０１２９１３号は、外面が複合材料から成る保護パネルを記載しており、この保護パネルは、変形可能なコンポーネントを介して航空機の構造体に連結された支持体に取り付けられる。幾つかの支持体補剛コンポーネントに固定され且つ保護パネルの外面に垂直な変形可能なコンポーネントがトレッドの飛散された断片による衝撃の影響を受けて座屈するよう設計されている。国際公開第２０１０／０５２４４７号は、航空機のエンジンを飛散したタイヤトレッドデブリから保護する装置を記載している。この装置は、回動可能に航空機主着陸装置に連結された保護バーを有し、この保護バーは、第１の位置と第２の位置との間で動くことができる。第１の位置では、保護バーは、トレッドデブリの考えられる経路を遮るようタイヤとホイールとから成る取り付け型組立体を横切って側方に延びている。

別の系列をなす解決手段は、トレッドの断片のサイズを最小限に抑え、従って航空機への衝撃を最小限に抑えることを目的としてトレッドを粉砕する装置に関する。米国特許第７６６９７９８号明細書は、ホイールと航空機の別の部分との間に位置していて、タイヤから剥離状態になって航空機の他の部分に向かって飛散しているトレッドのかけらを数個の断片の状態にばらばらにすることができる粉砕手段を記載している。これら粉砕手段、例えばトレッドの材料を切り刻むことができるブレードを備えたグレーチングがこれら断片を分散させるよう設計されている。

国際公開第２０１０／０１２９１３号 国際公開第２０１０／０５２４４７号 米国特許第７６６９７９８号明細書

上述の保護又は粉砕装置は、追加の構造体を構成しなければならないという欠点を有し、これら追加の構造体の追加の質量は、航空機のペイロード（有効搭載量）にとって不利である。

したがって、本発明者は、タイヤの外部に位置する追加の装置を用いないで、従って、航空機のペイロードを損なわないで、偶発的なタイヤトレッド分離が起きてもトレッドの断片の寸法及びかくして質量を減少させるという目的の達成に取り組んだ。

この目的は、本発明によれば、航空機用タイヤであって、
‐トレッド表面を介して路面に接触するようになっていて、底面とトレッド表面との間に半径方向に設けられたトレッドを有し、
‐トレッドは、少なくとも１つの周方向溝に隣接して位置した少なくとも２つの周方向リブを有し、
‐各周方向リブは、底面とトレッド表面との間で半径方向に且つトレッド表面に設けられた２つのエッジコーナとの間で軸方向に延び、
‐底面の半径方向内側に位置したクラウン補強材を有する、航空機用タイヤにおいて、トレッド分離層が、
‐底面とクラウン補強材との間で少なくとも１つの周方向リブの半径方向内側に、且つ
‐トレッド表面内の周方向リブの２つのエッジコーナ相互間で軸方向に、且つ
‐タイヤの周囲の少なくとも一部にわたって周方向に配置され、トレッド分離層と底面との間の半径方向距離は、多くとも１ｍｍに等しいことを特徴とする航空機用タイヤによって達成される。

タイヤは、回転軸線を中心とした回転体の幾何学的形状を有するので、タイヤの幾何学的形状は、一般に、タイヤの回転軸線を含む子午面内に描かれる。所与の子午面の場合、半径方向、軸方向及び周方向は、それぞれ、タイヤの回転軸線に垂直な方向、タイヤの回転軸線に平行な方向及び子午面に垂直な方向を示している。タイヤの回転軸線に垂直であり且つタイヤのトレッドの中間を通る平面は、赤道面と呼ばれる。

以下において、「半径方向」、「軸方向」及び「周方向」という表現は、それぞれ、「半径（ラジアル）の方向に」、「軸線の方向に」及び「円周の方向に」を意味している。「半径方向内側又は半径方向外側」という表現は、それぞれ、「〜よりも半径方向に見てタイヤの回転軸線の近くに又は〜よりも半径方向に見てタイヤの回転軸線から更に遠ざかって」を意味している。「軸方向内側又は軸方向外側」という表現は、それぞれ、「〜よりも軸方向に見てタイヤの回転軸線の近くに又は〜よりも軸方向に見てタイヤの回転軸線から更に遠ざかって」を意味している。半径方向、軸方向及び周方向における所与の要素のそれぞれの寸法は、この要素の「半径方向厚さ又は高さ」、「軸方向幅」及び「周方向長さ」とも呼ばれる。

一般に、タイヤは、トレッド表面（「踏み面」ともいう）を介して路面に接触するようになったトレッドを含むクラウンを有し、クラウンは、２つのサイドウォールによってリムに接触するようになった２つのビードに連結されている。

トレッドは、半径方向内側の底面と半径方向外側のトレッド表面との間に半径方向に位置したトーラス又はドーナツ形の体積部又は塊であり、これは、タイヤの摩耗部分である。

底面は、最大許容摩耗度を定める理論的に考えられた表面であり、摩耗レベルがこの底面に達すると、タイヤは、供用状態から外される。

トレッド表面は、路面に接触するようになっている。慣例によれば、トレッド表面の軸方向幅は、新品状態にあるタイヤが垂直荷重とインフレーション圧力の組み合わせ作用を受けて３２％に等しい半径方向撓みを生じたときにトレッド表面の軸方向接触限度相互間の軸方向距離であるとして定められている。定義によれば、タイヤの半径方向撓みは、タイヤが無負荷インフレート状態から静荷重を受けたインフレート状態に移った際のその半径方向変形量又は半径方向高さの相対変化である。この半径方向撓みは、タイヤの半径方向高さの変化分と、タイヤの外径とリムフランジ上で測定されたリムの最大直径との差の半分の比によって定められる。タイヤの外径は、例えばタイヤ・リム協会（Tire and Rim Association）、即ちＴＲＡによって推奨される公称圧力までインフレートされた無負荷状態における静的条件下で測定される。

トレッドは、一般に、底面から半径方向外方に延びる隆起要素で構成され、これら隆起要素は、ボイド（空所）によって互いに隔てられている。航空機用タイヤの場合、隆起要素は、通常、周方向溝と呼ばれる周方向ボイドにより互いに隔てられた周方向リブである。周方向リブは、底面とトレッド表面との間のその半径方向高さ及びその軸方向幅、即ち、路面と接触可能なその領域の軸方向端相互間の距離を特徴としている。一例を挙げると、航空機用タイヤのトレッドは、軸方向外側がトレッドのエッジ（縁）によって画定され、軸方向内側が周方向溝によって画定されたショルダ側リブと呼ばれていて赤道面に関して対称である２つの軸方向最も外側のリブと、２つの中間リブと、トレッドの中間部に位置した中央リブとを有すると言える。

クラウン補強材は、トレッドの半径方向内側に位置し且つ通常、半径方向カーカス補強材の半径方向外側に位置したタイヤの補強構造体である。航空機用タイヤのクラウン補強材は、一般に、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有する。各クラウン層は、エラストマー材料、即ち、天然又は合成ゴムを主成分とするエラストマー材料で被覆された補強要素で構成され、相互に平行な補強要素は、周方向と＋２０°〜−２０°の角度をなしている。航空機用タイヤでは、クラウン層の補強要素は、一般に、波状に起伏した曲線の状態をなして周方向に配列されている。

クラウン層のうちで、通常はテキスタイル補強要素で構成された実働補強材を構成する実働層と金属又はテキスタイル補強要素で構成されていて実働補強材の半径方向外側に配置された保護補強材を構成する保護層とが区別される。実働層は、クラウンの機械的挙動を支配する。保護層は、本質的に、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恐れのある攻撃から実働層を保護する。クラウン層、特に実働層は、多くの場合、軸方向に幅の広い層、即ち例えば少なくともタイヤの最大軸方向幅の２／３に等しい軸方向幅を有する層である。タイヤの最大軸方向幅は、サイドウォールのところで測定され、タイヤは、そのリムに取り付けられて僅かにインフレートされ、即ち、公称圧力の１０％に等しい圧力までインフレートされる。

航空機用タイヤのためのカーカス及び実働層の補強要素は、通常、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られた延伸テキスタイルフィラメントで作られたコードである。保護層の補強要素は、金属細線で作られたコードであるか延伸テキスタイルフィラメントで構成されたコードであるかのいずれかであるのが良い。

テキスタイル補強要素の機械的伸長特性、例えば弾性率、伸び率及び破断時力は、事前状態調節に続いて測定される。「事前状態調節」という用語は、テキスタイル補強要素が測定前に、欧州規格ＤＩＮ・ＥＮ・２０１３９（２０±２℃の温度、６５±２％の相対湿度）に準拠した標準雰囲気内で少なくとも２４時間にわたって貯蔵されることを意味している。測定値は、ツヴィック・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュテンクテル・ハフツング・ウント・カンパニー（ZWICK GmbH & Co ）（独国）製のタイプ１４３５又はタイプ１４４５の引張り試験機を用いて公知の仕方で取られる。次いで、テキスタイル補強要素は、２００ｍｍ／分の公称速度で４００ｍｍの初期長さに関して張力を受ける。結果は全て、１０個の測定値の平均値である。

本発明によれば、トレッド分離層が、底面とクラウン補強材との間で少なくとも１つの周方向リブの半径方向内側に且つトレッド表面内の周方向リブの２つのエッジコーナ相互間で軸方向に、しかもタイヤの周囲の少なくとも一部にわたって周方向に配置される。

トレッド分離層は、偶発的なタイヤトレッド分離の際、即ち、キャップとも呼ばれているトレッドの偶発的な欠損の場合にトレッドの断片の最大サイズを較正することができる手段を意味するものと理解されたい。このトレッド分離層は、通常（以下のものに限られるわけではないが）、相互に平行な補強要素を含む材料である。

航空機用タイヤが離陸又は着陸段階の際に、ずんぐりとした物体を踏むと、このずんぐりとした物体は、トレッドを切り、そして或る特定の半径方向厚さにわたりトレッドの亀裂発生を開始させる場合がある。この亀裂は、トレッド表面が路面と接触状態にある接触パッチに入ると、ホイールの各回転による機械的繰り返し応力の作用を受けて、この亀裂は、タイヤの内部に向かって半径方向最も外側の層のクラウン層まで半径方向に広がり、次に、半径方向最も外側のクラウン層の半径方向外側フェースに沿って軸方向且つ周方向に広がり、それにより、タイヤのクラウンが半径方向最も外側のクラウン層のところで切断される。機械的応力及び特に遠心力の作用を受けて、亀裂は次に、タイヤの種々の方位角でトレッドを介してタイヤの外部に向かって半径方向に広がることにある。その結果、様々な寸法の断片の形態でこのようにして切り出されたトレッドの部分又はそれどころか事実上トレッド全体は、タイヤからとれ、そして航空機の構造体にぶつかり又はエンジンに入る恐れをもった状態で外方に飛び散る。

従来のクラウン設計では、トレッド分離後に得られたトレッドの断片は、トレッド表面と半径方向外方のクラウン層の半径方向外側フェースとの間の半径方向距離に一致した最大半径方向厚さを有する。トレッドの断片は、トレッドの軸方向幅の一部又は全体にわたって軸方向に延びる場合がある。トレッドの断片は、タイヤの周囲の大部分にわたり又はそれどころかその周囲全体にわたり周方向に延びる場合がある。

本発明のトレッド分離層により、トレッド分離後のトレッドの小片の寸法、即ち、小片の半径方向厚さ、軸方向幅及び周方向長さを制限することができる。

トレッド分離層が底面とクラウン補強材との間で少なくとも１つの周方向リブの半径方向内側に配置されるので、ずんぐりとした物体により開始される亀裂は、トレッド分離層まで半径方向内方に広がり、その後、軸方向及び周方向に進展する。換言すると、亀裂は、亀裂の半径方向広がりを妨げるこのトレッド分離層によってそれほど深いところまでは広がらない。トレッド分離層は、クラウン補強材の半径方向外側に位置しているので、トレッドの断片の最大半径方向厚さは、トレッド分離層が設けられていない場合に得られる最大半径方向厚さよりも小さい。さらに、トレッド分離層は、底面の半径方向内側に位置しているので、周方向リブが摩耗しているときには見えず、かくして、タイヤの摩耗寿命を制限する。

さらに、トレッド分離層は、トレッド表面内の周方向リブの２つのエッジコーナ相互間で軸方向に配置される。換言すると、各周方向リブは、トレッド表面内の周方向リブのエッジコーナを軸方向に超えることのないそれ自体の個々のトレッド分離層を有する。このことは、トレッドを構成する周方向リブのそれぞれのトレッド分離層相互間に不連続部が存在することを意味している。その結果、トレッド分離層は、周方向リブの全てに共通の単一の手段であるというわけではない。これにより、亀裂が１つの周方向リブから別の周方向リブに軸方向に広がるのを阻止することが可能である。かくして、ただ１つのリブがずんぐりとした物体によって損傷を受けた場合、このリブは、亀裂発生の唯一の犠牲であるというべきである。換言すると、問題の周方向リブだけがタイヤから取れるようになる。

最後に、トレッド分離層は、タイヤの周囲の少なくとも一部にわたって周方向に配置される。一般に、トレッド分離層は、タイヤの周囲全体にわたって連続であるが、必ずしもそうである必要はない。トレッド分離層は、該当する場合には、最適化されるべき角度セクタにわたり分布して配置されても良い。

本発明者は、トレッド分離層の存在により、トレッドの断片の周方向長さを減少させることも又可能であることに注目することができた。本発明者は、この事実をトレッド分離層の或る特定の周方向分布箇所のところでの軸方向回りのトレッド分離層の周期的撓みの結果であると解釈した。換言すると、トレッド分離層は、その周囲に沿って、トレッド分離層の局所破断の際に最高潮に達する場合のあるヒンジ効果を受ける。

注目すべき重要なこととして、トレッド分離層は、これがクラウンの動作に対して機械的な寄与をもたらすことがないよう選択されている。このトレッド分離層の存在は、クラウンの機械的動作を変更することはない。

さらに本発明によれば、トレッド分離層と底面との間の半径方向距離は、多くとも１ｍｍに等しい。この最大距離は、トレッド分離層がトレッドの最大摩耗レベルよりも下に位置することを保証すると共に周方向リブが摩耗しているときにトレッド分離層が見えることがないようにする。それと同時に、トレッド分離層は、取れる状態になる可能性のあるトレッドの断片の最小半径方向厚さを保証する。

有利には、トレッド分離層とクラウン補強材との間の半径方向距離は、少なくとも２ｍｍに等しい。トレッドの断片の最小半径方向厚さを保証することとは他に、トレッド分離層は、亀裂がクラウン補強材まで広がるのを阻止することによってクラウン補強材を保護する。この位置決めは又、タイヤのクラウンの機械的動作を変更する可能性のあるクラウン補強材との機械的結合を回避する。

また、トレッド分離層の各軸方向端と、最も近くに位置する周方向リブのエッジコーナとの間の軸方向距離は、少なくとも３ｍｍに等しいことが有利である。この特徴により、周方向リブの寿命の間、トレッド分離層の軸方向端を外部からの攻撃から保護することができる。さらに、この特徴により、製造交差を考慮に入れてトレッド分離層の軸方向端を周方向溝内に開口させる恐れを減少させることができる。確かに、このことは、亀裂が周方向リブのベースのところで始まり、その結果、周方向リブの健全性を脅かすようにする可能性が多分にある。

有利には、トレッド分離層は、タイヤの周囲全体にわたって周方向に延びており、このことは、トレッド分離層を半径方向内方に広がる可能性が多分にある亀裂と垂直に存在させることが常時可能であることを意味している。トレッドの損傷は、事実、タイヤの周囲上の任意適当な箇所で起こる場合がある。

本発明の好ましい一実施形態では、トレッド分離層は、相互に平行な補強要素を構成する材料で作られる。これは、事実、航空機用タイヤの場合における最も簡単な技術的解決策である。これは、この場合における問題が補強要素の層をクラウン補強材の半径方向外側に且つ局所的に各周方向リブの下に位置決めするという問題だからである。補強要素の性状の選択は、意図した機械的特性によって決定される。

好ましい実施形態の第１の変形形態は、トレッド分離層の補強要素とタイヤの周方向とのなす角度は、少なくとも３０°に等しいことを特徴としている。機械的補強要素のこの傾斜角度範囲は、２つの技術的作用効果を有する。第１に、この傾斜角度範囲は、クラウンの周方向剛性へのトレッド分離層による寄与の度合いを制限すると共にクラウンの相当大きなたが掛けを回避する。さらに、補強要素が周方向に対して比較的傾けられているので、これらの長さは、比較的制限される。亀裂が補強要素に沿って広がることを好む傾向を有するので、かくして、亀裂発生距離は、比較的制限され、これにより、トレッドの断片の周方向長さが制限される。

さらに有利には、トレッド分離層の補強要素とタイヤの周方向とのなす角度は、少なくとも４５°に等しい。上述の技術的作用効果は、この場合に更に一層顕著である。

本発明の好ましい実施形態の別の変形形態では、トレッド分離層の補強要素は、少なくとも１つのテキスタイル材料で作られる。テキスタイル材料は、金属材料と比較して破断時にそれほど大きすぎることはない力を生じないという利点を有し、これにより、上述のトレッド分離プロセスにおける補強要素の容易な破断が促進される。これらの弾性率は又、これがクラウンの機械的動作へのトレッド分離層の機械的寄与の度合いを最小限に抑えるほど低い。

トレッド分離層の補強要素は、有利には、少なくとも１つの脂肪族ポリアミドで作られる。この脂肪族ポリアミドの機械的性質は、所望の効果、即ち、補強要素の破断しやすさ及びクラウン剛性への低い寄与の度合いに特に好適である。

特に有利な一変形形態では、トレッド分離層の補強要素は、ナイロン、即ち、カーカス又はクラウン層の補強要素について航空機用タイヤで通常用いられている材料で作られる。

本発明の特徴及び他の利点は、図１〜図４の助けにより良好に理解されよう。

本発明のタイヤのクラウンの子午線断面図である。 周方向リブの付近におけるタイヤのクラウンの一部分の子午線断面図である。 周方向リブの付近におけるトレッド分離層の平面図である。 トレッドの断片の数の関数としてのトレッドの断片の質量を示すグラフ図である。

本発明を理解し易くするため、図１〜図３は、縮尺通りには描かれておらず、これらは単純化された図である。

図１は、タイヤ１のクラウンの子午線断面、即ち、子午線平面（ＹＹ′，ＺＺ′）における断面を示しており、この場合、方向ＹＹ′及び方向ＺＺ′は、それぞれ、軸方向及び半径方向である。方向ＸＸ′（示されていない）は、周方向である。平面（ＸＸ′、ＺＺ′）は、赤道面である。

図１は、トレッド表面３を介して路面に接触するようになっていて、底面６とトレッド表面３との間に半径方向に設けられたトレッド２を有する航空機用タイヤ１を示している。トレッド２は、この場合少なくとも１つの周方向溝５に隣接して位置した少なくとも５つの周方向リブ４を有している。各周方向リブ４は、底面６とトレッド表面３との間で半径方向に且つトレッド表面３に設けられた２つのエッジコーナ７相互間で軸方向に延びている。軸方向最も外側のショルダ側周方向リブは、軸方向内側がエッジコーナにより境界付けられ、軸方向外側がトレッド表面の路面接触領域の軸方向限度によって境界付けられ、この軸方向限度は、慣例によれば、３２％の半径方向撓みを生じた新品タイヤについて定められる。タイヤ１は、底面６の半径方向内側に位置したクラウン層で構成されているクラウン補強材８を更に有している。

本発明のトレッド分離層９が、底面６とクラウン補強材８との間で各周方向リブ４の半径方向内側に且つトレッド表面３内の周方向リブ４の２つのエッジコーナ７相互間で軸方向に、しかもタイヤ１の周囲全体（図示せず）にわたって周方向に配置される。トレッド分離層９は、底面６から、距離ｄ₁のところに半径方向に位置決めされている。

図２は、底面６とトレッド表面３との間で半径方向に且つトレッド表面３に設けられた２つのエッジコーナ７相互間で軸方向に延びる周方向リブ４の子午線断面を召している。周方向リブ４は、２つの周方向溝５隣接して位置している。トレッド分離層９がクラウン補強材８の半径方向外側のクラウン層の半径方向外側に且つ底面６の半径方向内側に配置されている。トレッド分離層９は、底面６から半径方向距離ｄ₁のところに且つクラウン補強材８から半径方向距離ｄ₂へのところに配置されている。トレッド分離層９の各軸方向端１０は、周方向リブ４の最も近いエッジコーナ７から軸方向距離ａのところに位置している。

図３は、相互に平行な補強要素１２を構成する材料１１で作られたトレッド分離層９の平面図である。トレッド分離層９の補強要素１２は、周方向ＸＸ′と角度ｉをなしている。

図４のグラフ図は、トレッドの断片の数の関数としての塊状体からのトレッドの損傷に起因して生じたトレッド分離に続いて得られたトレッドの断片の質量の分布状態を示している。トレッド分離層が設けられていない基準設計に関する分布曲線Ｒ及びトレッド分離層が設けられている本発明の設計に関する分布曲線Ｉが示されている。

本発明者は、サイズ４６×１７Ｒ２０の航空機用タイヤに関し、トレッド分離層を各周方向リブの半径方向内側に且つタイヤの種類全体にわたって分布して配置した状態の好ましい実施形態により本発明を実施しており、この航空機用タイヤの使用は、１５．９ｂａｒの公称圧力、２０４７３ｄａＮの公称静荷重及び２２５ｋｍ／ｈの基準速度を特徴としている。

検討対象のタイヤに関し、クラウン補強材は、アラミド系の脂肪族ポリアミドとナイロン系の芳香族ポリアミドを組み合わせたハイブリッド材料で作られている補強要素を含む７つの実働層を有し、これら補強要素は、周方向と０°〜１２°の可変角度をなす。クラウン補強材は、実働層の半径方向外側に、実質的に周方向金属補強要素から成る保護層を有する。ショルダ側周方向リブ、中間周方向リブ及び中央周方向リブのそれぞれのトレッド分離層は、３４ｍｍ、３４ｍｍ及び８０ｍｍのそれぞれの軸方向幅を有している。これらトレッド分離層は、底面のところに半径方向に且つこの場合保護層である半径方向最も外側のクラウン層から３ｍｍのところで半径方向外側に配置されている。各トレッド分離層は、周方向と４５°の角度をなすナイロンで作られた補強要素を含む。用いられるナイロンの破断時における力は、１５ｄａＮである。

基準設計の場合、トレッドの断片の質量は、０．１ｋｇ〜３．５ｋｇであり、本発明の設計では、トレッドの断片の質量は、０．１ｋｇ〜０．８ｋｇである。

本発明は、種々の形式のトレッド分離層、例えば（以下には限られない）織布型若しくは均質シート型のトレッド分離層又はトレッド分離層の重ね合わせに合わせて一般化できる。

トレッド断片の最大サイズを一段と調節するため、多くとも周方向リブの半径方向高さに等しい半径方向厚さにわたり周方向リブのエッジコーナにキャビティを形成することが有利な場合があり、これらキャビティは、トレッドの断片の標的最大周方向の長さに従って最適化される必要のある間隔で周方向に分布して設けられる。これらキャビティは、これらキャビティが接触領域を通過する際のヒンジ効果とトレッド分離層から半径方向外方に広がり亀裂の出現の両方を促進するトレッドの半径方向厚さの局所減少がこれらキャビティによって可能にされる限り、トレッドの優先的切断領域を構成する。

Claims (8)

1. 航空機用タイヤ（１）であって、
   ‐トレッド表面（３）を介して路面に接触するようになっていて、底面（６）と前記トレッド表面（３）との間に半径方向に設けられたトレッド（２）を有し、
   ‐前記トレッド（２）は、少なくとも１つの周方向溝（５）に隣接して位置した少なくとも２つの周方向リブ（４）を有し、
   ‐各周方向リブ（４）は、前記底面（６）と前記トレッド表面（３）との間で半径方向に且つ前記トレッド表面（３）に設けられた２つのエッジコーナ（７）との間で軸方向に延び、
   ‐前記底面（６）の半径方向内側に位置したクラウン補強材（８）を有する、航空機用タイヤにおいて、
   トレッド分離層（９）が、
   ‐前記底面（６）と前記クラウン補強材（８）との間で少なくとも１つの周方向リブ（４）の半径方向内側に、且つ
   ‐前記トレッド表面（３）内の前記周方向リブ（４）の前記２つのエッジコーナ（７）相互間で軸方向に、且つ
   ‐前記タイヤ（１）の周囲の少なくとも一部にわたって周方向に配置されており、
   前記トレッド分離層（９）と前記底面（６）との間の半径方向距離（ｄ₁）は、１ｍｍ以下であり、
   前記トレッド分離層（９）は、相互に平行な補強要素（１２）を構成する材料（１１）で作られており、
   前記トレッド分離層（１１）の前記補強要素（１２）と前記タイヤ（１）の周方向（ＸＸ′）とのなす角度（ｉ）は、３０°以上である、
   航空機用タイヤ（１）。
2. 前記トレッド分離層（９）と前記クラウン補強材（８）との間の半径方向距離（ｄ₂）は、２ｍｍ以上である、請求項１記載の航空機用タイヤ（１）。
3. 前記トレッド分離層（９）の各軸方向端（１０）と、最も近くに位置する前記周方向リブ（４）の前記エッジコーナ（７）との間の軸方向距離（ａ）は、３ｍｍ以上である、請求項１又は２記載の航空機用タイヤ（１）。
4. 前記トレッド分離層（９）は、前記タイヤ（１）の周囲全体にわたって周方向に延びている、請求項１〜３のうちいずれか一に記載の航空機用タイヤ（１）。
5. 前記トレッド分離層（１１）の前記補強要素（１２）と前記タイヤ（１）の周方向（ＸＸ′）とのなす角度（ｉ）は、４５°以上である、請求項１〜４のうちいずれか一に記載の航空機用タイヤ（１）。
6. 前記トレッド分離層（１１）の前記補強要素（１２）は、少なくとも１つのテキスタイル材料で作られている、請求項１〜５のうちいずれか一に記載の航空機用タイヤ（１）。
7. 前記トレッド分離層（１１）の前記補強要素（１２）は、少なくとも１つの脂肪族ポリアミドで作られている、請求項１〜６のうちいずれか一に記載の航空機用タイヤ（１）。
8. 前記トレッド分離層（１１）の前記補強要素（１２）は、ポリアミドファイバで作られている、請求項１〜７のうちいずれか一に記載の航空機用タイヤ（１）。

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