(57)【要約】【課題】  航空機用空気入りラジアルタイヤの耐カット性を向上させると共に、高速耐久性及び耐偏磨耗性を確保する。【解決手段】  トレッド踏面部にセンターリブ２６、中間リブ２８及び３０、ショルダーリブ３２が形成されている。正規内圧状態におけるトレッド踏面部は曲率半径Ｒ1を有する中央領域と、中央領域の両側に配置された曲率半径Ｒ2を有する両側領域とからなる。中央領域と両側領域とは中間リブ領域内で滑らかに連結され、かつ１≦Ｒ2／Ｒ1≦２、かつＲ1＝Ｒ3＋Ｄc（Ｒ3は最外層のベルトの外表面の曲率半径、Ｄcはタイヤ踏面部のタイヤ赤道上の点Ｐc1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点をＰc2としたときの点Ｐc1とＰc2との距離）である。【選択図】          図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
トレッド踏面部にタイヤ赤道を挟んで配置された一対の周方向ストレート溝と、該周方向ストレート溝の両側に配置された少なくとも一対の周方向ストレート溝とによりセンターリブ、中間リブ、及びショルダーリブが形成されており、
タイヤ赤道面に対して実質的に直交する多数本のコードが埋設された少なくとも１枚のカーカス層と、該カーカス層の半径方向外側に配置された２層以上のベルトで構成され、かつセンター部からベルト端に向かって厚みを漸減させたベルト層とを備えた航空機用空気入りラジアルタイヤであって、
正規内圧時のトレッド踏面部は曲率半径Ｒ1を有する中央領域と、前記中央領域の両側に配置された曲率半径Ｒ2を有する両側領域とからなり、前記中央領域と両側領域とは前記中間リブ領域内で連結され、かつ１≦Ｒ2／Ｒ1≦２であることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【請求項２】
請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
前記ベルト層は、ほぼ周方向にスパイラル巻きで、巻き始めから巻き終わりまで連続して巻かれていることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【請求項３】
請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
前記トレッド踏面部のタイヤ赤道上の点をＰc1とし、該点Ｐc1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点をＰc2としたときの点Ｐc1とＰc2との距離をＤcとし、最外層のベルトの外表面の曲率半径をＲ3としたとき、Ｒ1＝Ｒ3＋Ｄcであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【請求項４】
請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
正規内圧時のタイヤ最大幅をＷとしたとき、0.9Ｗ≦Ｒ1≦1.2Ｗであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【請求項５】
請求項２記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
正規内圧、正規荷重時の接地幅の84％のタイヤ踏面部の位置をトレッド端点をＰs1とし、該トレッド端点Ｐs1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点をＰs2としたときの点Ｐs1とＰs2との距離をＤsとすると、Ｄc≦Ｄs≦1.2Ｄcであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【請求項６】
請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、
前記ベルト層は、引張破断強力が6.3cN/dtex以上、伸張方向に0.3cN/dtex荷重時の伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtex荷重時の伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtex荷重時の伸び率が2.2〜9.3％、の特性を有する高弾性率有機繊維を含むベルトプライの２枚以上で構成されていることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用空気入りラジアルタイヤに関し、特に、トレッド踏面部のゴムゲージ分布を最適化することにより、高速耐久性及び耐偏磨耗性を両立させた航空機用空気入りラジアルタイヤに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用空気入りタイヤは高内圧及び重負荷条件下で使用されるため、トレッド踏面部に作用する接地圧が高くなる傾向がある。このため、高速での離着陸や、空港ターミナルと離着陸を開始する位置との間を低速で移動する、所謂タキシング時に、路面に散在する小石や金属片等の異物（突起物）により、トレッド踏面部からカット等の外傷を受け易くなる。一般の乗用車等に使用される軽荷重用の空気入りタイヤでは、多少の外傷を受けてもタイヤがバーストに至ることは稀であるが、航空機用空気入りタイヤのように高内圧及び重負荷条件下で使用されるタイヤにあっては、トレッド踏面部の外傷が直ちにバースト或いはピールオフ（トレッド剥がれ）につながり、そのタイヤの破片が機体にダメージを与えると極めて危険であり大きな問題となる。そのため、異物に対する耐カット性は、航空機用空気入りタイヤの重要な要求性能の一つであり、航空機用空気入りタイヤにおいて耐カット性を向上させることは非常に重要な技術的課題となっている。また、航空機の燃料排出量低減のため、機体を極限まで軽量化することが近年の機体メーカーの命題になっており、それに伴ってタイヤメーカーに対するタイヤ質量逓減要求も厳しくなっている。
【０００３】
このような状況のなかで、従来から航空機タイヤの軽量化を図りながらベルトの総強力を向上させるための開発がなされており、例えば、ベルトプライ端においてジグザグに折れ曲がりながら周方向に延びるコードを埋設したベルトプライを用いたものが知られている（特許文献１参照）。さらに、このようなベルトプライを用いるとタイヤにスリップ角が付与されたとき、タイヤ回転軸方向に発生するサイドフォースが大スリップ角領域で低下するという問題があるため、タイヤの接地端近傍でのタイヤ外面形状及びタイヤの厚み分布勾配を規定してこれらの問題の解決を図ったものも知られている（特許文献２参照）。
【０００４】
しかしながら、これらの文献に記載されたものでは、タイヤの軽量化についてある程度の改善は図れるものの、同時にタイヤの耐カット性の向上まで解決することはできない。
【０００５】
ところで、耐カット性については、設計上、タイヤの径成長がタイヤの耐カット性向上に大きい影響を与えること、つまり径成長を抑制できれば耐カット性が向上し、航空機タイヤの安全性を向上させることができることが知られている。
【０００６】
他方、現在のタイヤの軽量化についての要求は、従来技術で開発したタイヤでの対応ではもはや困難な段階にきており、これに応えるための新技術として、材料面では、航空機用タイヤでこれまで主流であったナイロン（登録商標）コードを用いずに、より強度の高いアラミド（芳香族ポリアミド繊維）コードを用いて、径成長を抑制しつつベルト枚数を少なくして軽量化を図ったタイヤが出現している。
【０００７】
また、構造面では、径成長を抑制し、かつ軽量化を実現できる新技術として、コンベック構造を用いることが有効であることが分かってきた。この構造は、ベルトのゲージ分布が、センター部分からベルト端部に向かって少しずつ薄くなるようにした構造であるが、この構造は、径成長を抑制するのに十分なベルト枚数を持ち、かつショルダー部の厚みを減らすことで質量を軽量化することができるという利点がある。
【特許文献１】実開昭４８−９６２５９号公報
【特許文献２】特許第３３４２９１２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、このコンベックス構造は、最外層（タイヤ半径方向の最も外側）ベルトの外表面（タイヤ半径方向外側の表面）のＲ（曲率半径）が従来構造より小さくなるため、トレッド表面のクラウン部のＲを従来構造と同等にすると、ショルダーリブに向かうにつれて、トレッドゴムのゲージが厚くなる。このため、荷重走行時の発熱量が多くなり、特にショルダー部の耐久性を損なうこととなる。一方、トレッド表面のクラウン部のＲを最外層ベルトの外表面のＲと同等にすると、トレッドの幅方向の周差が大きくなり、特にショルダー部での耐偏磨耗性を損なうことが懸念される。
【０００９】
本発明は前記コンベックス構造に伴う上記問題を解決するためになされたものであって、その目的は、航空機用空気入りラジアルタイヤの耐カット性を向上させると共に、高速耐久性及び耐偏磨耗性を確保することである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
請求項１に係る発明は、トレッド踏面部にタイヤ赤道を挟んで配置された一対の周方向ストレート溝と、該周方向ストレート溝の両側に配置された少なくとも一対の周方向ストレート溝とによりセンターリブ、中間リブ、及びショルダーリブが形成されており、タイヤ赤道面に対して実質的に直交する多数本のコードが埋設された少なくとも１枚のカーカス層と、該カーカス層の半径方向外側に配置された２層以上のベルトで構成され、かつセンター部からベルト端に向かって厚みを漸減させたベルト層とを備えた航空機用空気入りラジアルタイヤであって、正規内圧時のトレッド踏面部は曲率半径Ｒ1を有する中央領域と、前記中央領域の両側に配置された曲率半径Ｒ2を有する両側領域とからなり、前記中央領域と両側領域とは前記中間リブ領域内で連結され、かつ１≦Ｒ2／Ｒ1≦２であることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
請求項２に係る発明は、請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、前記ベルト層は、ほぼ周方向にスパイラル巻きで、巻き始めから巻き終わりまで連続して巻かれていることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
請求項３に係る発明は、請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、前記トレッド踏面部のタイヤ赤道上の点をＰc1とし、該点Ｐc1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点をＰc2としたときの点Ｐc1とＰc2との距離をＤcとし、最外層のベルトの外表面の曲率半径をＲ3としたとき、Ｒ1＝Ｒ3＋Ｄcであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
請求項４に係る発明は、請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、正規内圧時のタイヤ最大幅をＷとしたとき、0.9Ｗ≦Ｒ1≦1.2Ｗであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
請求項５に係る発明は、請求項２記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、正規内圧、正規荷重時の接地幅の84％のタイヤ踏面部の位置をトレッド端点Ｐs1とし、該トレッド端点Ｐs1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点Ｐs2としたときの点Ｐs1とＰs2との距離をＤsとすると、Ｄc≦Ｄs≦1.2Ｄcであることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
請求項６に係る発明は、請求項１記載の航空機用空気入りラジアルタイヤにおいて、前記ベルト層は、引張破断強力が6.3cN/dtex以上、伸張方向に0.3cN/dtex荷重時の伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtex荷重時の伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtex荷重時の伸び率が2.2〜9.3％、の特性を有する高弾性率有機繊維を含むベルトプライの２枚以上で構成されていることを特徴とする航空機用空気入りラジアルタイヤである。
【００１１】
（作用）
センター部からベルト端に向かって厚さを漸減させたベルト層により耐カット性を向上させ、最外層ベルトの曲率半径Ｒ3に対応させてトレッド踏面中央領域の曲率半径Ｒ1を定めると共に、トレッド踏面両側部の曲率半径Ｒ２をＲ1以上かつその２倍以内に設定することにより、ショルダー部の耐久性及び耐偏磨耗性を確保している。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、コンベックス構造のベルト層を有する航空機用ラジアルタイヤのベルトに高弾性有機繊維コードを用い、かつ最外層ベルトの曲率半径Ｒ3に対応させてトレッド踏面中央領域の曲率半径Ｒ1を定めると共に、トレッド踏面両側部の曲率半径Ｒ２をＲ1以上かつその２倍以内に設定したため、ショルダー部の耐久性及び耐偏磨耗性を両立させることができる。これにより、耐カット性を向上させつつ高速耐久性及び耐偏磨耗性を確保することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
本発明を添付図面を参照して説明する。なお、本明細書では、正規荷重とは、米国のＴＲＡ（The Tire and Rim Association Inc．）の“Year Book”に記載されている適用サイズにおける単輪の最大荷重（最大負荷能力）のことであり、正規内圧とは、上記“Year Book”に記載されている適用サイズにおける単輪の最大荷重（最大負荷能力）に対応する空気圧のことである。
【００１４】
図１は、本発明の実施形態に係るコンベックス構造のラジアルタイヤを説明するための断面図である。
図示のラジアルタイヤ１０は航空機に装着して使用されるものであって、一対のビードコア１２が埋設された一対のビード部１４と、このビード部１４からタイヤ半径方向外側に配置された一対のサイドウォール部１６と、両サイドウォール部１６間に延在するトレッド部１８とからなり、両ビードコア１２間には内部にタイヤ赤道面に対して実質上直交する多数本のコードが埋設された少なくも１枚のカーカス層２０が延在しており、このカーカス層２０のタイヤ半径方向外側には、ベルト層２２が配置され、更にそのタイヤ半径方向外側には保護層２４が配置されている。また、トレッド部１８の踏面部にはタイヤ赤道を挟んで配置された一対の周方向ストレート溝Ｇ1と、ストレート溝Ｇ1の両側に配置された二対のストレート溝Ｇ2及びＧ3とにより、センターリブ２６、セカンドリブ２８及びサードリブ３０からなる中間リブ、及びショルダーリブ３２が形成されている。なお、ここでは、中間リブがストレート溝Ｇ2により幅方向に２分割されているが、ストレート溝Ｇ2を形成しないことで、幅方向に連続させてもよい。また、ストレート溝Ｇ1とＧ3との間にストレート溝を追加することで、３つ以上に分割してもよい。
【００１５】
ベルト層２２のベルトプライ２２ａは、１本以上の高弾性有機繊維のコード、例えばアラミドコード（引張破断強力が6.3cN/dtex以上、伸張方向に0.3cN/dtex荷重時の伸び率が0.2〜2.0％、伸張方向に2.1cN/dtex荷重時の伸び率が1.5〜7.0％、伸張方向に3.2cN/dtex荷重時の伸び率が2.2〜9.3％）をゴム被覆して構成した線状体を、スパイラル巻きでほぼ０゜、即ちタイヤ回転方向に巻き始めから巻き終わりまで連続して複数回密に巻き付ける。その際、ベルト層２２のゲージ分布をベルトのセンター部（センターラインＣＬ付近）から端部に向けて少しずつ薄くなるようにする。保護層２４は、カット外傷等からベルト層２２を保護するためのものであり、ナイロン（登録商標）コード、アラミドコード等の有機繊維コードをゴム被覆したコード層で構成されている。
【００１６】
図２はトレッド踏面部のゴムゲージを説明するための図であり、図３はトレッド踏面部の曲率半径を説明するための図である。図２に示すように、タイヤ踏面部のタイヤ赤道上の点をＰc1とし、点Ｐc1からタイヤ半径方向に引いた垂線（センターラインＣＬと一致）がベルト層２２のうち、最外層のベルトの外表面と交差する点をＰc2としたときの点Ｐc1と点Ｐc2との距離をＤcとする。さらに、正規内圧、正規荷重時の接地幅の84％のタイヤ踏面部の位置をトレッド端点をＰs1とし、該トレッド端点Ｐs1からタイヤ半径方向に引いた垂線が前記外表面と交差する点をＰs2としたときの点Ｐs1とＰs2との距離をＤsとする。また、図３（ａ）に示すように、トレッド踏面部は、曲率半径Ｒ1を有する中央領域と、中央領域の両側に配置された曲率半径Ｒ2を有する両側領域との２つの領域からなり、それらの領域は中間リブ（ストレート溝Ｇ2を含む）上の連結点Ｐ1において滑らかに接して連結されている。また、最外層のベルトの外表面の曲率半径をＲ3とすると、曲率半径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３は下記の式［１］、［２］の関係を満たしている。
【００１７】
１≦Ｒ2／Ｒ1≦２  …式［１］
Ｒ1＝Ｒ3＋Ｄc  …式［２］
【００１８】
また、正規内圧時のタイヤ最大幅をＷとしたとき、
0.9Ｗ≦Ｒ1≦1.2Ｗ  …式［３］
の関係を満たしている。
【００１９】
ここで、式［１］のように定めた理由は以下のとおりである。Ｒ2／Ｒ1が１に満たない、即ちＲ2がＲ1より小さいと、ショルダー部のトレッドゴムゲージが薄くなるため、高速耐久性は向上するものの、ショルダーリブ３２の外径がセンターリブ２６の外径より小さくなることから、回転時に外径の小さなショルダーリブが外径の大きなセンターリブと同じ移動距離を得るために、路面との擦れを起して引きずり摩擦が発生することが原因で、ショルダーリブに偏磨耗が発生するため、耐磨耗性が悪化してしまう。また、Ｒ2／Ｒ1が２を越えると、トレッドのショルダー部のベルト迄の厚みが厚くなり過ぎるため、発熱量が大きくなり、高速耐久性が悪化してしまう。
【００２０】
さらに、式［３］のように定めた理由は、Ｒ1が0.9Ｗより小さくなるとＲ2／Ｒ1が２を越える可能性が高くなるため、前述したように高速耐久性が低下し、Ｒ1が1.2Ｗを越える場合もＤsがＤcに比較して大きくなる傾向になるため、高速耐久性が低下してしまうからである。
【００２１】
ＤsとＤcとは下記の式［４］を満たすように定めることが好適である。その理由は、Ｄs＜Ｄcであると、Ｒ2／Ｒ1＜１の場合と同等に、ショルダー部のトレッドゴムゲージが薄くなるため、高速耐久性は向上するものの、トレッドのショルダー部のベルト迄の厚みが厚くなり過ぎるため、発熱量が大きくなり、高速耐久性が悪化してしまう。また、1.2Ｄc＜Ｄsのときは、後述する実施例に見られるように、ショルダー部の発熱が原因でセパレーションが発生し、完走できなかったからである。
Ｄc≦Ｄs≦1.2Ｄc  …式［４］
【００２２】
〔実施例〕
次に、本発明に係る航空機用空気入りラジアルタイヤを試作し、比較例及び従来例と共に評価試験を実行した結果について、表１を参照しながら、以下に説明する。ここで、評価試験の内容はＴＳＯ−Ｃ62ｄ、即ちＦＡＡ（Federal Aviation Authority：米国連邦航空局）のTechnical Standard Orderの航空機用タイヤ規格で規定された高速評価試験である。
【００２３】
【表１】
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【００２４】
表１における実施例タイヤ、２つの比較例タイヤ、及び従来タイヤ共に、サイズは１４００Ｘ５３０Ｒ２３の規格のものである。実施例タイヤは、図１に示す構造を備えており、アラミドコードを使用してスパイラル巻きしたコンベックス構造のベルト層２２を有し、ベルト層２２の幅を390mm、Ｄc＝19.5mm、Ｄs＝20.0mm、Ｒ2／Ｒ1＝1.6、Ｒ1／Ｒ3≒1.0としたものである。また、比較例タイヤ＃１は、実施例タイヤにおいてＤsを25.0mm（＞1.2Ｄc）に変更し、Ｒ2／Ｒ1を0.8に変更し、Ｒ1／Ｒ3を1.2に変更したものである。更に、比較例タイヤ＃２は、実施例タイヤにおいてＤsを19.0mm（＜Ｄc）に変更し、Ｒ2／Ｒ1を0.3に変更し、Ｒ1／Ｒ3を0.95に変更したものである。また、従来タイヤは、ナイロン（登録商標）コードを使用してエンドレス巻きした現行構造（センター部からベルト端に向かって厚みが変化しない)のベルト層を有し、ベルト層の幅を390mm、Ｄc＝20.6mm、Ｄs＝23.0mm、Ｒ2／Ｒ1＝1.0、Ｒ1／Ｒ3＝1.1としたものである。
【００２５】
高速耐久試験は、正規内圧、荷重条件で、速度380km/hまで約１分で加速させる試験を50回繰り返す試験とした。耐偏磨耗性については、３種類の試験（１）〜（３）を行い、従来タイヤを100とした指数で表したものであり、値が小さい程良好である。ここで、試験（１）はショルダーリブ３２の第１位置（正規内圧、正規荷重時の接地幅に対するセンターラインＣＬから７０％幅の位置）における磨耗仕事量からサードリブ３０の磨耗仕事量を減算したものであり、試験（２）は、ショルダーリブ３２の第２位置（正規内圧、正規荷重時の接地幅に対するセンターラインＣＬから８０％幅の位置）における磨耗仕事量からショルダーリブ３２の第１位置における磨耗仕事量を減算したものであり、試験（３）は、ショルダーリブ３２の第３位置（正規内圧、正規荷重時の接地幅に対するセンターラインＣＬから９０％幅の位置）における磨耗仕事量からショルダーリブ３２の第２位置における磨耗仕事量を減算したものである。なお、磨耗仕事量とは、当該位置の接地面内で生じる剪断力とスリップ量の積を接地面の踏み込みから蹴り出しまで積分して求められる量である。
【００２６】
表１に示すように、径成長はコンベックス構造を有する実施例タイヤ及び比較例タイヤでは1.5％でいずれも同じであるが、現行構造の従来タイヤは7.0％であるから、コンベックス構造が径成長の抑制に有効であり、従って、耐カット性の向上に有効であることが確認された。また、高速耐久性試験については、実施例タイヤ、比較例タイヤ＃２、及び従来タイヤは50回全て完走したが、比較例＃１は40回しか完走できず、Ｄsを大きくしたことで高速耐久性が悪化したことが裏付けられた。さらに、耐偏磨耗性については、実施例タイヤは従来タイヤに比べると幅方向端部に向かうにつれて耐偏磨耗性が若干（10〜20％）低下しているが、Ｒ2／Ｒ1を１よりも大幅に小さくした比較例タイヤ＃２と比べると、低下の度合いは1/4〜1/10である。つまり、実施例タイヤは、コンベックス構造により従来例タイヤと比較して径成長を抑制して耐カット性を向上させるとともに、式［１］及び［４］の条件を満たすようにすることで、高速耐久性及び耐偏磨耗性の低下を抑制していると言える。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の実施形態に係るコンベックス構造のラジアルタイヤを説明するための断面図である。
【図２】トレッド踏面部のゴムゲージを説明するための図である。
【図３】トレッド踏面部の曲率半径を説明するための図である。
【符号の説明】
【００２８】
１０・・・航空機用空気入りラジアルタイヤ、１２・・・ビードコア、１８・・・トレッド、２０・・・カーカス層、２２・・・ベルト層、２２ａ・・・ベルトプライ、２４・・・保護層、２６・・・センターリブ、２８・・・セカンドリブ、３０・・・サードリブ、３２・・・ショルダーリブ、Ｇ1・・・ストレート溝。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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