La présente invention concerne un pneumatique pour avion, et, en particulier, l'armature de sommet d'un pneumatique pour avion. Un pneumatique (1) pour avion comprend une armature de travail (2) radialement intérieure à une bande de roulement (3) et radialement extérieure à une armature de carcasse (4). L'armature de travail (2) comprend au moins deux binappes de travail (21, 22), radialement superposés et ayant respectivement une largeur axiale (L 1 , L 2 ) depuis une première extrémité axiale (I 1 , I 2 ) jusqu'à une deuxième extrémité axiale (Ι' 1 , I' 2 ). Chaque binappe de travail (21, 22) comprend au moins en partie deux couches de travail (211, 212; 221, 222), radialement superposées et respectivement constituées par une juxtaposition axiale de portions de bandelettes (5). La bandelette (5), de largeur axiale W, s'étend circonférentiellement selon une courbe périodique (6), formant, dans le plan équatorial (XZ) du pneumatique et avec la direction circonférentielle (XX') du pneumatique, un angle A non nul et ayant un rayon de courbure R au niveau de ses extrema (7). Les inventeurs se sont donnés pour objectif d'améliorer l'endurance de l'armature de travail d'un pneumatique pour avion, en désensibilisant aux risques de fissuration les surépaisseurs d'extrémités axiales des couches de travail. Selon l'invention, la différence DL entre les largeurs axiales respectives (L 1 , L 2 ) des au moins deux binappes de travail (21, 22) radialement superposés est au moins égale à 2*(W+(R-W/2)*(1-cosA)).