一种带束斜交全补强结构航空轮胎及其制备方法

技术领域

本发明涉及斜交航空轮胎技术领域，特别是涉及一种带束斜交全补强结构航空轮胎及其制备方法。

背景技术

航空轮胎的速度能力主要由充气轮胎的断面高宽比决定。根据美国《2019AIRCRAFTYEAR BOOKTHE TIRE and RIMASSOCIATION,INC.》，航空轮胎的速度能力与充气轮胎的断面高宽比关系见表1。

表1航空轮胎速度能力与充气轮胎的断面高宽比关系

但由于特定条件限制，部分飞机起飞速度达到400km/h以上且仅能使用断面高宽比达到0.9以上的斜交航空轮胎。断面高宽比越大会导致航空轮胎半成品裁断角度到成品之间充气成品胎冠角度差值越小(例如航空轮胎半成品裁断角度设置为45度，断面高宽比在0.9的航空轮胎，其成品的充气成品胎冠角度仅能达到约50度)，而应对400km/h的速度至少需要航空轮胎具备65度以上的充气成品胎冠角度，这导致其在普通斜交航空轮胎成型工艺的前提下完全无法达到所需要的充气成品胎冠角度，充气成品胎冠角度较小会导致周向箍紧力不足，在高速下航空轮胎极易甩胎面。这就需要采用一种新型的斜交航空轮胎结构来增加航空轮胎的充气成品胎冠角度，从而满足飞机的使用需求。

随着航空轮胎行业的发展，陆续提出了包括全补强结构轮胎(即在胎面胶外贴大角度补强层的结构)、带束斜交结构轮胎(即仿照子午胎成型方式，采用二段成型法进行航空轮胎成型，在膨胀鼓上铺贴大角度补强层的结构)，基本可以满足起飞速度在380km/h左右，断面高宽比0.9左右的使用条件，但仍无法满足目前某些飞机要求的起飞速度450km/h，断面高宽比0.9的使用要求，故仍需在此基础上进一步提高斜交航空轮胎的速度性能。

发明内容

本发明的目的是提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎及其制备方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够满足飞机的起飞速度和断面高宽比的要求。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎，包括胎体，所述胎体外设有带束斜交全补强结构，所述带束斜交全补强结构包括依次设于所述胎体外的带束补强层和全补强层，所述带束补强层和全补强层之间设有胎面胶。

可选的，所述带束斜交全补强结构包括4～6层带束补强层和1～2层全补强层。

可选的，所述全补强层为裁断角度74～75度的二段成型时贴在胎面胶外的大角度补强层，所述全补强层宽度设计超过胎侧部位，在胎侧-胎圈区域之间。

可选的，所述带束补强层为裁断角度70～72度的利用二段成型时在膨胀鼓上贴合的大角度补强层，所述带束补强层宽度设计超过胎冠接地部位，在胎冠-胎侧区域之间。

本发明还提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎的制备方法，包括斜交航空轮胎的制造工序，在斜交航空轮胎制造工序中还增加如下步骤：

(1)在一段成型机头上采用正常斜交轮胎成型工艺完成胎体部分制作；

(2)在二段膨胀鼓上贴合带束补强层、胎面胶及全补强层；

(3)将一段胎胚进行膨胀定型后利用传递装置将二段部件与一段胎胚结构进行组合。

所述带束斜交全补强结构航空轮胎针对胎冠部位的结构进行了改进，采用了二段成型技术来完成航空轮胎的成型，胎体结构部分采取正常斜交航空轮胎结构设计。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

轮胎各部件由橡胶和帘线通过硫化交联反应粘合在一起，但在材料之间仍存在橡胶-帘线界面。当轮胎高速转动时，离心力急剧增大，同时由于生热导致温度升高从而造成橡胶-帘线间粘合力下降，在大离心力作用下，轮胎周向箍紧力不足时极易出现胎面掉块，甩胎面等现象。

采用普通成型工艺的断面高宽比达到0.9的斜交航空轮胎，由于目前工艺能力的限制，帘布裁断角度最高仅能达到45度，其充气成品胎冠角仅能达到50度，不足以应对450km/h的起飞速度。

采用全补强结构的斜交轮胎通过在胎面胶外侧贴合大角度补强层能够有效提高周向箍紧力，提高速度性能，但由于断面高宽比过大的原因，其全补强层充气成品胎冠角也仅能达到50度左右，不足以应对450km/h的起飞速度。

采用二段成型法的带束斜交结构航空轮胎可以将帘布裁断角度提高至75度，可以保持半成品裁断角度与成品的充气成品胎冠角基本一致，即充气成品胎冠角能够达到75度，可以有效提高轮胎周向箍紧力，使胎面更加牢固，与地面接触时更加平整，减少轮胎变形，有效提高轮胎速度性能，但由于胎冠厚度的增加，导致轮胎周向离心力、生热同时增大，若速度过快，仍会出现甩胎面情况。

与普通斜交结构及全补强结构相比，本发明改进结构显著提高了补强层的充气成品胎冠角，能够有效的提高周向箍紧力以应对高速离心力，从而帮助解决轮胎速度性能不足的问题。与带束斜交结构相比，通过在胎面胶外侧增加全补强层，对胎面胶进行箍紧作用，有效解决甩胎面情况的发生。

子午线航空轮胎按照实际工况条件通过动态模拟试验，满足飞机使用和维护要求。

发明人进行了普通斜交结构、全补强结构、带束斜交结构三种轮胎的试制及试验，均无法满足450km/h的使用条件，后采用本发明设计的620×180航空轮胎按照450km/h的使用条件条件通过了动态模拟试验，满足飞机使用和维护要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明带束斜交全补强结构航空轮胎局部结构示意图；

图2为本发明带束斜交全补强结构航空轮胎制备过程示意图；

附图标记说明：1-胎体，2-带束补强层，3-全补强层，4-胎面胶。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎及其制备方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够满足飞机的起飞速度和断面高宽比的要求。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

参照图1，本发明提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎，针对胎冠部位的结构进行了改进，采用了二段成型技术来完成航空轮胎的成型，胎体1结构部分采取正常斜交航空轮胎结构设计。设置了四层带束补强层2，裁断角度为72度，宽度超过胎冠接地部位分别设计为180mm、160mm、140mm、120mm；，其中第一层带束补强层2在胎体1之上宽度为最窄，宽度设计为375mm；设置了两层全补强层3，裁断角度为75度，宽度超过胎侧部位设计为280mm；带束补强层2和全补强层3之间设有胎面胶4。

如图2所示，本发明还提供一种带束斜交全补强结构航空轮胎的制备方法，包括斜交航空轮胎的制造工序，在斜交航空轮胎制造工序中还增加如下步骤：

(1)在一段成型机头上采用正常斜交轮胎成型工艺完成胎体1部分制作；

(2)在二段膨胀鼓上贴合带束补强层2、胎面胶4及全补强层3；

(3)将一段胎胚进行膨胀定型后利用传递装置将二段部件与一段胎胚结构进行组合。图2中，A为成品航空轮胎示意图；B为半成品一段成型示意图；C为半成品二段成型示意图。

按照上述制备方法制备560×170规格轮胎，按照450km/h的使用条件条件通过了动态模拟试验，满足飞机使用和维护要求。

故采用上述带束斜交全补强结构航空轮胎，有效的提高了断面高宽比过高的斜交航空轮胎的速度性能，满足飞机使用和维护要求。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“顶”、“底”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“笫二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。