(57)【要約】  本発明は、航空機タイヤに関し、特にそのワーキング補強体に関する。航空機タイヤ（１）は、ワーキング補強体（２）と、フープ補強体（７）とを含み、ワーキング補強体（２）は、トレッド部（３）の半径方向内側であって少なくとも１つのカーカス層（４１）を含むカーカス補強体（４）の半径方向外側に存在して、２つの軸端（Ｅ）を含む少なくとも１つの軸方向幅（ＬＴ）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）を含み、フープ補強体（７）は、二重ワーキングプライ（２１）の半径方向内側の少なくとも１つのフーピング層（７１）を含み、二重ワーキングプライ（２１）の軸方向幅（ＬＴ）の少なくとも０．８倍に等しい軸方向幅（ＬＦ）を有する。本発明によれば、軸方向幅（ＬＴ）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の軸端（Ｅ）と、その最も半径方向外側のカーカス層（４１）上への正射影（Ｉ）との間の距離Ｄが少なくとも７ｍｍに等しく、軸方向幅（ＬＴ）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の軸端（Ｅ）から２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点（Ｆ）と、その最も半径方向外側のカーカス層（４１）上への正射影（Ｊ）との間の距離Ｄ’が少なくとも４ｍｍに等しく最大で距離Ｄに等しい。【選択図】図３
2017511286.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機タイヤ（１）であって、
−  ワーキング補強体（２）と、
−  フープ補強体（７）と、
を含み、
−  前記ワーキング補強体（２）は、トレッド部（３）の半径方向内側であってカーカス補強体（４）の半径方向外側に存在し、
−  前記ワーキング補強体（２）は、半径方向に重なり合った２つのワーキング層（２１１、２１２）で少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの二重ワーキングプライ（２１）を含み、
−  前記ワーキング層の各々は、周期的曲線（６）に沿って円周方向に配置されて前記タイヤの赤道面（ＸＺ）において前記タイヤの円周方向（ＸＸ’）との間に８°以上、３０°以下の角度（Ｂ）を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体（５）を含み、
−  前記二重ワーキングプライ（２１）のうちの軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）は、各々が前記二重ワーキングプライ（２１）の最も軸方向外側の地点と最も半径方向内側の地点とに対応する２つの軸端（Ｅ）を含み、
−  前記カーカス補強体（４）は、前記タイヤの前記円周方向（ＸＸ’）との間に８０°以上、１００°以下の角度を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体を含む少なくとも１つのカーカス層（４１）を含み、
−  前記フープ補強体（７）は、前記タイヤの前記円周方向（ＸＸ’）との間に５°以下の角度を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体を含む少なくとも１つのフーピング層（７１）を含み、
−  前記フーピング層（７１）のうちの少なくとも１つのフーピング層（７１）は、前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の半径方向内側に存在して、前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の該軸方向幅（ＬＴ）の０．８倍以上の軸方向幅（ＬF）を有し、
前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の軸端（Ｅ）と、該二重ワーキングプライ（２１）の最も半径方向外側のカーカス層（４１）上への正射影（Ｉ）との間の距離Ｄが７ｍｍ以上であり、前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の前記軸端（Ｅ）から２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点（Ｆ）と、前記二重ワーキングプライ（２１）の前記最も半径方向外側のカーカス層（４１）上への正射影（Ｊ）との間の距離Ｄ’が４ｍｍ以上、距離Ｄ以下である、
ことを特徴とする航空機タイヤ（１）。
【請求項２】
前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の前記軸端（Ｅ）と、該二重ワーキングプライ（２１）の前記最も半径方向外側のカーカス層（４１）上への前記正射影（Ｉ）と間の前記距離Ｄは、１６ｍｍ以下である、
請求項１に記載の航空機タイヤ（１）。
【請求項３】
あらゆる二重ワーキングプライ（２１）の前記ワーキング層（２１１、２１２）の前記補強体（５）は、繊維材料で作製される、
請求項１又は２に記載の航空機タイヤ（１）。
【請求項４】
少なくとも前記軸方向幅（ＬT）が最も大きな二重ワーキングプライ（２１）の前記ワーキング層（２１１、２１２）の前記補強体（５）は、脂肪族ポリアミドと芳香族ポリアミドとの組み合わせで構成されたハイブリッド補強体である、
請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機タイヤ（１）。
【請求項５】
前記フーピング層（７１）の前記補強体は、芳香族ポリアミドを含む補強体である、
請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機タイヤ（１）。
【請求項６】
前記タイヤ（１）は、少なくとも１つの保護層を含む保護補強体（８）を含む、
請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機タイヤ（１）。
【請求項７】
前記少なくとも１つの保護層は、エラストマ材料で被覆された金属補強体を含む、
請求項６に記載の航空機タイヤ（１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機タイヤに関し、特に航空機タイヤのクラウン補強体に関する。
【背景技術】
【０００２】
以下では、タイヤの回転方向におけるタイヤのトレッド面に正接する方向、タイヤの回転軸に平行な方向及びタイヤの回転軸に垂直な方向を、それぞれ円周方向、軸方向及び半径方向として示す。「半径方向内側」、又は「半径方向外側」は、タイヤの回転軸に「近付く」方向、又はタイヤの回転軸から「離れる」方向をそれぞれ意味する。「軸方向内側」、又は「軸方向外側」は、タイヤのトレッド面の中央を通る、タイヤの回転軸に垂直な平面であるタイヤの赤道面に「近付く」方向、又は赤道面から「離れる」方向をそれぞれ意味する。
【０００３】
一般に、タイヤは、トレッド面を介して地面と接するように意図されたトレッド部を含み、このトレッド部は、タイヤと、タイヤを取り付けるリムとの間の機械的接続をもたらすように意図された２つのビード部に、２つのサイドウォール部によって接続される。
【０００４】
具体的には、航空機用ラジアルタイヤは、例えば欧州特許第１３８１５２５号に記載されているように、半径方向カーカス補強体及びクラウン補強体を含む。
【０００５】
半径方向カーカス補強体は、タイヤの２つのビード部を接続するタイヤ補強構造である。一般に、航空機タイヤの半径方向カーカス補強体は、少なくとも１つのカーカス層を含み、各カーカス層は、エラストマ又はエラストマ化合物タイプのポリマ材料で被覆された、通常は繊維製の補強体で構成され、この補強体は、互いに平行であって円周方向との間に８０°〜１００°の角度を成す。
【０００６】
クラウン補強体は、トレッド部の半径方向内側であって少なくとも部分的に半径方向カーカス補強体の半径方向外側におけるタイヤ補強構造である。一般に、航空機タイヤのクラウン補強体は、少なくとも１つのクラウン層を含み、各クラウン層は、エラストマ又はエラストマ化合物タイプのポリマ材料で被覆された互いに平行な補強体で構成される。通常、クラウン層は、通常は繊維補強体で構成されるワーキング補強体を構成するワーキング層と、金属又は繊維補強体で構成されてワーキング補強体の半径方向外側に配置された保護補強体を構成する保護層とに区別される。ワーキング補強体は、クラウン補強体の全体的な機械的挙動を決定づけ、保護補強体は、基本的にトレッド部を通じてタイヤの内側に向かって半径方向に拡散しがちな作用からワーキング層を保護する。
【０００７】
さらに、航空機タイヤのクラウン補強体は、補強体を含む少なくとも１つのフーピング層を含むフープ補強体を含むこともでき、この補強体は、通常はエラストマ材料で被覆された実質的に円周方向の、すなわちタイヤの円周方向との間に最大で５°に等しい角度を成す繊維補強体である。フープ補強体は、一般にタイヤの赤道面に中心を置く補強体である。フーピング層は、半径方向に異なる位置を取ることができ、ワーキング補強体の、すなわちいずれかのワーキング層の半径方向内側に存在することも、又はワーキング補強体の、すなわちいずれかのワーキング層の半径方向外側に存在することも、或いは２つの連続するワーキング層間に半径方向に介在することもできる。上述したようなフープ補強体は、タイヤの赤道部分における高円周方向剛性、従って遠心力によって引き起こされるタイヤの半径方向変形に対する良好な制御を保証する。
【０００８】
通常、カーカス層及びクラウン層の繊維補強体は、好ましくは脂肪族ポリアミド又は芳香族ポリアミド製の紡織フィラメントで構成されたコードである。繊維補強体の弾性係数、破断点伸度及び破断荷重などの引張下における機械的特性は、事前調整後に測定される。「事前調整」とは、欧州規格ＤＩＮ  ＥＮ  ２０１３９（２０±２°Ｃの温度、６５±２％の相対湿度）に従う標準大気において測定前に少なくとも２４時間にわたって繊維補強体を保管することを意味する。この測定は、Ｚｗｉｃｋ社（Ｚｗｉｃｋ  ＧｍｂＨ＆Ｃｏ）（ドイツ）のタイプ１４３５又はタイプ１４４５の引張試験機を用いて既知の方法で行われる。繊維補強体に、４００ｍｍの初期長さにわたって２００ｍｍ／ｍｉｎの公称率で張力を加える。１０回の測定にわたる全ての結果を平均する。
【０００９】
通常、ワーキング層は、航空機タイヤの製造中、具体的にはワーキング補強体の敷設段階中に、タイヤの回転軸を回転軸とする円筒形の敷設面上にストリップを円周方向にジグザクに巻回すことによって得られる。その後、ストリップの隣接部分を並置したものでワーキング層を構成する。
【００１０】
ストリップを円周方向にジグザクに巻回すとは、周期的曲線、すなわち極値間で振動する周期的波動で構成された曲線に沿ってストリップを円周方向に巻回すことを意味する。ストリップを周期的曲線で巻回すとは、ストリップの縁部から等距離にあるストリップの中心線が周期的曲線に一致することを意味する。円周方向にジクザクに巻回した場合、ストリップの中心線は、タイヤの赤道面においてタイヤの円周方向との間に少なくとも８°に等しく最大で３０°に等しい角度を成す。換言すれば、各ワーキング層を構成する補強体は、タイヤの赤道面においてタイヤの円周方向との間に少なくとも８°に等しく最大で３０°に等しい角度を成す。ストリップを円周方向にジグザグに巻回すことによって得られる二重ワーキングプライを含むこのようなワーキング補強体は、欧州特許第０２４０３０３号、欧州特許第０８５０７８７号、欧州特許第１１６３１２０号及び欧州特許第１５１８６６６号に記載されている。
【００１１】
ワーキング層は、ストリップを円周方向にジグザグに巻回す間に対になった形で敷設され、ワーキング層の各対が二重ワーキングプライを構成する。従って、二重ワーキングプライの主要部、すなわちその軸端から離れた部分は、２つの半径方向に重なり合ったワーキング層で構成される。一般に、二重ワーキングプライは、その軸端に２つよりも多くの半径方向に重なり合ったワーキング層を含む。この二重ワーキングプライの主要部の２つのワーキング層と比較した半径方向における複数のさらなるワーキング層は、軸端肉厚部と呼ばれる。この軸端肉厚部は、ジグザグ巻きの一巻き毎に二重ワーキングプライの端部においてストリップが交差することによって生成される。
【００１２】
フープ補強体の敷設に関して言えば、通常、フーピング層は、タイヤの回転軸を回転軸とする円筒形の敷設面上にストリップを円周方向に交互に巻回すことによって得られる。従って、フーピング層は、ストリップの連続部分を並置したもので構成される。
【００１３】
ストリップを円周方向に交互に巻回すとは、円筒形の敷設面の半径に等しい半径の螺旋状に、円周方向に対して０°〜５°の平均角度で円周方向にストリップを巻回すことを意味する。このように交互に巻回すことによって得られるフーピング層は、互いに平行なストリップの対で構成された繊維補強体が赤道面において円周方向との間に形成する角度が０°〜５°であるため、円周方向と言われる。
【００１４】
一般に、ワーキング層又はフーピング層を構成するストリップは、エラストマ化合物で被覆された少なくとも１つの連続する繊維補強体、通常はエラストマ化合物で被覆された互いに平行な連続する繊維補強体を並置したもので構成される。
【００１５】
ワーキング層の場合には円周方向にジクザクに巻回し、或いはフーピング層の場合には円周方向に交互に巻回す利点は、ワーキング層又はフーピング層の軸端において、これらの領域に割れを生じやすく、従ってクラウン補強体の耐久性を低下させてタイヤの寿命を縮めやすい補強体の自由端の存在が避けられる点である。
【００１６】
それにも関わらず、ワーキング補強体に関して言えば、二重ワーキングプライの軸端肉厚部、特に軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端肉厚部は、ワーキング補強体の大幅な劣化に発展して、場合によってはタイヤの寿命を縮ませる可能性のある割れなどの耐久性ダメージを生じやすい。
【００１７】
この理由は、軸端肉厚部及びその近傍では、航空機の運用条件下でタイヤが圧縮されて走行し続けた場合に熱機械応力が非常に高いからである。例えば、限定するわけではないが、民間航空会社の航空機タイヤは、１５バールを超える公称圧、２０トンを超える公称負荷、及び３６０ｋｍ／ｈの最大速度を受けることがある。この結果、著しい放熱、従ってタイヤの耐久性を制限する可能性のある高温レベルが生じる。
【００１８】
一般に、航空機タイヤの耐久性は、ＦＡＡ（連邦航空局）標準によって課されているＴＳＯ（航空機搭載品認証基準）試験などの基本認定試験において測定される。
【００１９】
ＴＳＯ試験は、回転モードで行われる試験であり、以下の４段階に分類される。
−  公称圧Ｐv、及び公称負荷Ｚn〜０の間で変化する負荷にタイヤを曝す５０回の航空機離陸サイクル。
−  公称圧Ｐv、公称負荷Ｚn、及び約１０７００ｍにわたる約６５ｋｍ／ｈの速度にタイヤを曝す８回の航空機地上走行サイクル。
−  公称圧Ｐv、公称負荷Ｚnの１．２倍、及び約１０７００ｍにわたる約６５ｋｍ／ｈの速度にタイヤを曝す２回の航空機地上走行サイクル。
−  公称圧Ｐv、及び公称負荷Ｚnの１．５倍〜０の間で変化する負荷にタイヤを曝す１回の過負荷航空機離陸サイクル。
【００２０】
ＴＳＯ試験の目的は、タイヤの損傷を伴わずに全てのサイクルを実行することであるが、最終サイクル中におけるタイヤの層間剥離、すなわちトレッド部の喪失は許されるものの、圧力の喪失は許されない。
【００２１】
当業者には、ワーキング補強体の軸端の温度を低下させる解決策が知られており、これらの解決策の各々には潜在的に以下の短所がある。
−  トレッド部に低ヒステリシスエラストマ化合物を使用しており、通常、この種の化合物は摩耗に弱く、従ってトレッド部の損耗を加速させやすい。
−  トレッド部の軸方向内側であって保護補強体の軸方向外側の第１の中間要素に低ヒステリシスエラストマ化合物を使用しているが、過酷な動作条件下、特にＴＳＯ試験中において第１の中間要素とトレッド部とが分離するリスクがある。
−  保護補強体の軸方向内側であってワーキング補強体の軸方向外側の第２の中間要素の幾何学的形状を最適化しているが、これによってトレッド部の摩耗時にトレッド部の表面に第２の中間要素が早期に出現し、従ってトレッド部の摩耗が加速するリスクが生じる。
−  ワーキング層に円周方向の補強体、すなわち円周方向との間に０の角度を成す補強体を使用しており、これらの何かがタイヤのコーナリング剛性の低下、及びその遠心膨張形状の制御障害を引き起こす可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００２２】
【特許文献１】欧州特許第１３８１５２５号明細書
【特許文献２】欧州特許第０２４０３０３号明細書
【特許文献３】欧州特許第０８５０７８７号明細書
【特許文献４】欧州特許第１１６３１２０号明細書
【特許文献５】欧州特許第１５１８６６６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２３】
本発明者らは、ワーキング補強体を構成する二重ワーキングプライの軸端肉厚部における熱機械応力を低減させることによって航空機タイヤのワーキング補強体の耐久性を高めるという目的を定めた。
【課題を解決するための手段】
【００２４】
本発明によれば、この目的は、航空機タイヤであって、
−  ワーキング補強体と、
−  フープ補強体とを含み、
−  ワーキング補強体は、トレッド部の半径方向内側であってカーカス補強体の半径方向外側に存在し、
−  ワーキング補強体は、半径方向に重なり合った２つのワーキング層で少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの二重ワーキングプライを含み、
−  各ワーキング層は、周期的曲線に沿って円周方向に配置されてタイヤの赤道面においてタイヤの円周方向との間に少なくとも８°に等しく最大で３０°に等しい角度を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体を含み、
−  軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライは、各々が二重ワーキングプライの最も軸方向外側の地点と最も半径方向内側の地点とに対応する２つの軸端を含み、
−  カーカス補強体は、タイヤの円周方向との間に少なくとも８０°に等しく最大で１００°に等しい角度を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体を含む少なくとも１つのカーカス層を含み、
−  フープ補強体は、タイヤの円周方向との間に最大で５°に等しい角度を形成する、エラストマ材料で被覆された補強体を含む少なくとも１つのフーピング層を含み、
−  少なくとも１つのフーピング層は、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの半径方向内側に存在して、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸方向幅の０．８倍に少なくとも等しい軸方向幅を有し、
軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端と、その最も半径方向外側のカーカス層上への正射影との間の距離Ｄが少なくとも７ｍｍに等しく、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端から２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点と、その最も半径方向外側のカーカス層上への正射影との間の距離Ｄ’が少なくとも４ｍｍに等しく最大で距離Ｄに等しい航空機タイヤ、
によって達成された。
【００２５】
本発明によれば、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端、すなわちこの二重ワーキングプライの最も軸方向外側の地点と、この二重ワーキングプライの軸端から２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側に位置する地点とが、最も半径方向外側のカーカス層の半径方向外側の、少なくとも最小値に等しいそれぞれの距離Ｄ及びＤ’に位置する。軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端と、その最も半径方向外側のカーカス層上への正射影との間の距離Ｄは、少なくとも７ｍｍに等しい。軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端から２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点と、その最も半径方向外側のカーカス層上への正射影との間の距離Ｄ’は、一方では少なくとも４ｍｍに等しく、他方では最大で距離Ｄに等しい。
【００２６】
先行技術のタイヤにおいて通常見られるものよりも大きなこれらの最小距離は、先行技術のタイヤよりもカーカス補強体から離れた軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの端部の幾何学的形状の取得を可能にする。この軸端において記録されると考えられる幾何学的形状は、二重ワーキングプライの軸端における周期的熱機械応力、従ってこの領域の温度を低減することができ、従ってワーキング補強体の耐久性を高めてタイヤの寿命を延ばすことができる。
【００２７】
軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端と、その最も半径方向外側のカーカス層上への正射影との間の距離Ｄは、最大で１６ｍｍに等しいことが有利である。この最大値は、トレッド部の軸端部分又はショルダー部が摩耗した場合に二重ワーキングプライの軸端がタイヤの表面に出現するリスクを低下させる。
【００２８】
あらゆる二重ワーキングプライのワーキング層の補強体は、繊維材料で作製されることが好ましい。繊維は、補強体の質量と破壊強度との間の良好な妥協を保証する。あらゆる二重ワーキングプライ、すなわち全てのワーキング層に繊維補強体を使用することは、タイヤの質量の最小化、従って航空機の最大積載量の増加に著しく寄与する。航空機タイヤにおいて一般的に使用されている繊維補強体の中でも、ナイロンなどの脂肪族ポリアミド製の補強体と、アラミドなどの芳香族ポリアミド製の補強体とは区別される。芳香族ポリアミド製の補強体は、脂肪族ポリアミド製の補強体よりも、質量と破壊強度との間の良好な妥協をもたらす。
【００２９】
１つの好ましい実施形態によれば、少なくとも軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライのワーキング層の補強体は、脂肪族ポリアミドと芳香族ポリアミドとの組み合わせで構成されたハイブリッド補強体であることが有利である。軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライは、最も大きな機械的負荷が掛かる軸端を有し、従ってこの二重ワーキングプライのワーキング層に、高破壊強度、高引張変形性及び低質量という脂肪族ポリアミドの長所と芳香族のポリアミドの長所とをもたらすハイブリッド補強体を使用することに利点がある。
【００３０】
フーピング層の補強体は、芳香族ポリアミドを含む補強体であることが有利である。これらの補強体は、しばしばアラミドなどの単一の芳香族ポリアミドで作製されることもある。芳香族ポリアミド製の補強体は、低質量と高破壊強度との間の良好な妥協をもたらす。
【００３１】
通常、タイヤは、ワーキング補強体の半径方向外側に、トレッド部の機械的攻撃に対してワーキング補強体を保護することを目的とする少なくとも１つの保護層を含む保護補強体を含む。
【００３２】
少なくとも１つの保護層は、エラストマ材料で被覆された金属補強体を含むことが好ましい。ワーキング層又はフーピング層のような繊維補強体ではなく金属補強体を有する利点は、ＦＯＤ（異物損傷）に対するワーキング補強体の効果的な保護を保証する点である。一般に、これらの補強体は円周方向に波打っている。
【００３３】
尺度通りではない以下の図１〜５を参照することにより、本発明の特徴及びその他の利点がより良く理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】先行技術の航空機タイヤのクラウンの、タイヤの回転軸（ＹＹ’）を通る半径方向平面（ＹＺ）における半分割した断面図である。
【図２】本発明による航空機タイヤのクラウンの、タイヤの回転軸（ＹＹ’）を通る半径方向平面（ＹＺ）における半分割した断面図である。
【図３】本発明による航空機タイヤのワーキング補強体の軸端の、タイヤの回転軸（ＹＹ’）を通る半径方向平面（ＹＺ）における詳細な断面図である。
【図４】円筒形の敷設面上の周期的曲線に沿って円周方向にジグザグに巻回された、航空機タイヤの二重ワーキングプライを構成するストリップの斜視図である。
【図５】周期的曲線に沿って円周方向にジグザグに巻回された、航空機タイヤの二重ワーキングプライを構成するストリップの一周期分を敷設した後の展開図である。
【発明を実施するための形態】
【００３５】
図１は、トレッド部３の半径方向内側であってカーカス補強体４の半径方向外側にワーキング補強体２を含む先行技術の航空機タイヤ１のクラウンの、タイヤの回転軸ＹＹ’を通る半径方向平面ＹＺにおける半分割した断面図である。図示の例では、ワーキング補強体２が５つの二重ワーキングプライ２１を含み、最も半径方向内側の二重ワーキングプライは、２つの軸端間で測定した最も大きな軸方向幅ＬＴを有する。図１には、最も半径方向内側の二重ワーキングプライ２１の軸端Ｅと赤道面ＸＺとの間の半分の幅ＬＴ／２しか示していない。各二重ワーキングプライ２１は、２つの半径方向に重なり合うワーキング層（２１１、２１２）（図３を参照）で少なくとも部分的に構成される。各ワーキング層（２１１、２１２）は、エラストマ材料で被覆された脂肪族ポリアミドタイプの繊維補強体を含む。カーカス補強体４は、カーカス層４１が半径方向に重なり合ったものを含む。各カーカス層４１は、エラストマ材料で被覆されてタイヤの円周方向ＸＸ’との間に少なくとも８０°に等しく最大で１００°に等しい角度を成す脂肪族ポリアミドタイプの繊維補強体を含む。さらに、タイヤ１は、トレッド部３の半径方向内側に、保護層で構成された保護補強体８を含む。
【００３６】
図２は、トレッド部３の半径方向内側であってカーカス補強体４の半径方向外側にワーキング補強体２を含む本発明による航空機タイヤ１のクラウンの、タイヤの回転軸ＹＹ’を通る半径方向平面ＹＺにおける半分割した断面図である。図示の例では、ワーキング補強体２が単一の二重ワーキングプライ２１を含み、この二重ワーキングプライは、２つの軸端Ｅ間で測定した、全てのクラウン層の中で最も大きな軸方向幅ＬTを有する。図２には、二重ワーキングプライ２１の軸端Ｅと赤道面ＸＺとの間の半分の幅ＬT／２しか示していない。二重ワーキングプライ２１は、２つの半径方向に重なり合うワーキング層（２１１、２１２）（図３を参照）で少なくとも部分的に構成される。各ワーキング層（２１１、２１２）は、一般に脂肪族ポリアミドと芳香族のポリアミドとの組み合わせで構成され、エラストマ材料で被覆され、周期的曲線に沿って円周方向に配置され、タイヤの赤道面ＸＺにおいてタイヤの円周方向ＸＸ’との間に少なくとも８°に等しく最大で３０°に等しい角度を成すハイブリッド補強体である補強体５を含む。さらに、タイヤ１は、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の半径方向内側に、６つのフーピング層７１を含むフープ補強体７を含む。各フーピング層７１は、一般に芳香族ポリアミド製であり、エラストマ材料で被覆され、タイヤの円周方向ＸＸ’との間に最大で５°に等しい角度を成す補強体を含む。最も軸方向に幅の広いフーピング層７１は、二重ワーキングプライ２１の半径方向内側において二重ワーキングプライ２１に隣接し、二重ワーキングプライ２１の軸方向幅ＬTの０．８倍に少なくとも等しい軸方向幅ＬFを有する。図２には、最も軸方向に幅の広いフーピング層の半分の軸方向幅ＬF／２しか示していない。カーカス補強体４は、カーカス層４１が半径方向に重なり合ったものを含む。各カーカス層４１は、一般に脂肪族ポリアミドと芳香族ポリアミドとの組み合わせで構成されてタイヤの円周方向ＸＸ’との間に少なくとも８０°に等しく最大で１００°に等しい角度を成すハイブリッド補強体である補強体を含む。本発明によれば、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の軸端における幾何学的形状は、図１に示す先行技術のタイヤのようにしっかりとカーカス補強体に圧迫されない。
【００３７】
図３は、本発明による航空機タイヤ１のワーキング補強体の軸端の、タイヤの回転軸ＹＹ’を通る半径方向平面ＹＺにおける詳細な断面図である。図示の例では、ワーキング補強体２が、それぞれの軸端に肉厚部を有する二重ワーキングプライ２１を含む。二重ワーキングプライ２１は、主要部が２つの半径方向に重なり合ったワーキング層（２１１、２１２）で構成され、軸端領域が３つのワーキング層で構成される。各ワーキング層（２１１、２１２）は、ストリップ９を軸方向に並置したもので構成され、各ストリップ自体は、エラストマ化合物で被覆された繊維補強体５を軸方向に並置したものである。この例における繊維補強体５は、脂肪族ポリアミドと芳香族ポリアミドとの組み合わせで構成されたハイブリッド補強体である。最も軸方向に幅の広いフーピング層７１は、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の半径方向内側に存在して二重ワーキングプライ２１に隣接し、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の軸方向幅ＬTの０．８倍に少なくとも等しい軸方向幅ＬFを有する。カーカス補強体４は、カーカス層４１が半径方向に重なり合ったものを含み、各カーカス層４１は、脂肪族ポリアミドと芳香族ポリアミドとの組み合わせで構成されてタイヤの円周方向ＸＸ’との間に少なくとも８０°に等しく最大で１００°に等しい角度を成すハイブリッド補強体を含む。本発明によれば、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の軸端Ｅと、その最も半径方向外側のカーカス層４１上への正射影Ｉとの間の距離Ｄが、少なくとも７ｍｍに等しく、軸方向幅ＬTが最も大きな二重ワーキングプライ２１の、軸端Ｅから２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点Ｆと、その最も半径方向外側のカーカス層４１上への正射影Ｊとの間の距離Ｄ’が、少なくとも４ｍｍに等しく最大で距離Ｄに等しい。
【００３８】
図４は、タイヤの回転軸（ＹＹ’）の周囲の回転対称を示す半径Ｒを有する円筒形の敷設面１０上に周期的曲線６に沿って円周方向にジグザグに巻回された、航空機タイヤの二重ワーキングプライを構成するストリップ９の斜視図である。
【００３９】
図５は、周期的曲線６に沿って円周方向にジグザグに巻回された、本発明によるタイヤの二重ワーキングプライを構成するストリップ９の一周期分を敷設した後の展開図である。ストリップ９は、展開した形で示す周縁部２ΠＲの円筒面１０上に敷設される。ストリップ９の中心線は、周期的曲線６をたどり、円周方向ＸＸ’との間に角度Ｂを成す。周期的曲線６は、２ΠＲに等しい周期Ｐと、ストリップ９の幅Ｗだけ増加させた、二重ワーキングプライの幅ＬT＝Ｃ＋Ｗを定める振幅Ｃとを有する。
【００４０】
本発明者らは、半径方向外側から内側に向かって、金属製の補強体を有する保護層で構成された保護補強体と、ハイブリッド補強体を有する二重ワーキングプライで構成されたワーキング補強体と、アラミド製の補強体を有する６つの半径方向に重なり合ったフーピング層で構成されたフープ補強体とを含む４６×１７  Ｒ２０のサイズの航空機タイヤについて本発明を実施した。本発明者らは、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端の、本発明によるタイヤについて測定したと言われる幾何学的形状のみが異なる参照タイヤと本発明によるタイヤとを比較した。
【００４１】
以下の表１に、調査したタイヤの幾何学的特性を示す。
【表１】
2017511286.tif 000003
【００４２】
距離Ｄ、Ｄ’及びＬは、タイヤの半径方向断面で測定したものである。
【００４３】
距離Ｄは、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの最後から２番目の補強体の最も半径方向内側の地点と、最も半径方向外側のカーカス層において遭遇する最初の補強体の最も半径方向外側の地点との間で、最も半径方向外側のカーカス層に対して直角に測定したものである。
【００４４】
距離Ｄ’は、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの最も軸方向外側の補強体から２５ｍｍの距離だけ軸方向内側における、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの補強体の最も半径方向内側の地点と、最も半径方向外側のカーカス層において遭遇する最初の補強体の最も半径方向外側の地点と間で、最も半径方向外側のカーカス層に対して垂直に測定したものである。
【００４５】
距離Ｌは、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの最も軸方向外側の補強体上に中心を置く円の２５ｍｍに等しい半径として測定したものである。
【００４６】
参照として検討する先行技術のタイヤと本発明によるタイヤのそれぞれの性能を、軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端付近の温度、ホイールが１回転した際の軸方向幅が最も大きな二重ワーキングプライの軸端における補強体の最大引張荷重、及びＴＳＯ試験中に損傷を伴わずに達成された最大サイクル数という３つの基準に照らして測定した。最初の２つの基準は、１０ｋｍ／ｈの速度におけるタイヤの定常走行状態を想定した有限要素数値シミュレーションによってもたらされた。損傷を伴わないサイクル数は、ＴＳＯ試験によって判定した。
【００４７】
以下の表２に、検討したタイヤの性能基準を示す。
【表２】
2017511286.tif 000004
【００４８】
本発明は、航空機タイヤだけでなく、例えば包括的な意味ではないが、地下鉄用タイヤなどの、ストリップをジグザグに巻回すことによって得られる少なくとも１つの二重プライを有するクラウン補強体を含むあらゆるタイヤにも適用可能である。
【符号の説明】
【００４９】
１  タイヤ
２  ワーキング補強体
３  トレッド部
４  カーカス補強体
５  補強体
７  フープ補強体
９  ストリップ
４１  カーカス層
７１  フーピング層
２１１  ワーキング層
２１２  ワーキング層
Ｄ  軸端Ｅと正射影Ｉとの間の距離
Ｄ’  地点Ｆと正射影Ｊとの間の距離
Ｅ  軸端
Ｆ  軸端Ｅから２５ｍｍに等しい距離Ｌだけ軸方向内側の地点
Ｉ  正射影
Ｊ  正射影
Ｌ  軸端Ｅから軸方向内側へ２５ｍｍの距離
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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