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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) | B23K-026/00 |
미국특허분류(USC) | 264/400 ; 428/137 ; 428/131 ; 428/113 ; 428/107 ; 428/109 ; 428/114 ; 219/121.7 ; 219/121.71 ; 219/121.72 ; 181/292 |
출원번호 | US-0491859 (1995-09-21) |
우선권정보 | GB-0000545 (1993-01-13) |
국제출원번호 | PCT/GB94/000 (1994-01-13) |
§371/§102 date | 19950921 (19950921) |
국제공개번호 | WO-9415746 (1994-07-21) |
발명자 / 주소 | |
출원인 / 주소 | |
대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 17 인용 특허 : 0 |
A layer 1 is formed from carbon fibre strands that are pre-impregnated with epoxy resin to hold the fibers together. The strands of carbon fiber that make up the layer 1 comprise eight uni-directional sub layers that are assembled with their strands extending at different angles to each other. The assembled sub-layers that are impregnated with epoxy resin are then baked under pressure in an autoclave to form a composite layer 1. A laser is then used to burn through the layer to make the holes 2.
[ I claim:] [1.] A method of making an aircraft carbon fibre panel which includes permeable openings (2) therethrough comprising forming a layer (1) having a first and second side (3), the layer including a plurality of fibres and epoxy resin, with at least the region of the layer adjacent to the second side being formed with substantially unidirectionally extending fibres (3); subjecting the layer to heat and pressure; and burning the openings (2) through the panel from the first side to the second side (3) with a laser.