特許 7548725 マルチコンポーネント溶融電磁効果保護キャップシステム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2024-09-02

(45)【発行日】2024-09-10

(54)【発明の名称】マルチコンポーネント溶融電磁効果保護キャップシステム

(51)【国際特許分類】

   B64C 1/00 20060101AFI20240903BHJP

   F16B 37/14 20060101ALI20240903BHJP

【ＦＩ】

B64C1/00 A

F16B37/14 J

【請求項の数】 12

【外国語出願】

(21)【出願番号】P 2020090159

(22)【出願日】2020-05-23

(65)【公開番号】P2021000981

(43)【公開日】2021-01-07

【審査請求日】2023-05-16

(31)【優先権主張番号】16/420,948

(32)【優先日】2019-05-23

(33)【優先権主張国・地域又は機関】US

(73)【特許権者】

【識別番号】500520743

【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー

【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ

(74)【代理人】

【識別番号】110002077

【氏名又は名称】園田・小林弁理士法人

(72)【発明者】

【氏名】アフィンガー， ショーン

(72)【発明者】

【氏名】ライリー， テレル

【審査官】大宮 功次

(56)【参考文献】

【文献】欧州特許出願公開第０３２８７３６２（ＥＰ，Ａ１）

【文献】特開２０１７－１０６６１９（ＪＰ，Ａ）

【文献】実開昭６３－０８９４１６（ＪＰ，Ｕ）

【文献】欧州特許出願公開第０３４６２０４６（ＥＰ，Ａ１）

【文献】米国特許出願公開第２０１７／００５０７４６（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｃ １／００

Ｆ１６Ｂ ３７／１４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップアセンブリ（１０、１０’）であって、当該保護キャップアセンブリ（１０、１０’）は、
側壁（２０）を有するキャップ部材（１８）、並びに
突出部材（２８）
を備え、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を受け容れるために、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列している、開口（２２）及び内部空間（２４）と、
前記構造体（１６）に当接するための端面（２６）と
を画定し、
前記突出部材（２８）が、前記キャップ部材（１８）の前記側壁（２０）の前記端面（２６）に固定され、かつ前記端面（２６）から延在しており、
前記側壁（２０）の前記端面（２６）が、前記開口（２２）を画定する前記側壁（２０）の内縁（３０）から前記側壁（２０）の外縁（３２）まで延在する幅寸法（Ｗ）を有し、
前記突出部材（２８）が、前記端面（２６）の前記内縁（３０）と前記外縁（３２）との間に位置付けされる、保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【請求項2】

前記突出部材（２８）が、前記端面（２６）と直交する方向（Ｄ）に延在する、請求項１に記載の保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【請求項3】

前記突出部材（２８）が、壁部材（３４）を備え、前記壁部材（３４）が、前記キャップ部材（１８）の中央軸（４０）から第１の径方向距離（３８）の内壁面（３６）、及び前記中央軸（４０）から第２の径方向距離（４４）の外壁面（４２）を有し、前記第２の径方向距離（４４）が、前記第１の径方向距離（３８）より大きい、請求項１又は２に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【請求項4】

前記壁部材（３４）が、前記キャップ部材（１８）の前記中央軸（４０）の周りに環状に延在する、請求項３に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【請求項5】

前記内壁面（３６）と前記外壁面（４２）との間の前記壁部材（３４）の幅寸法（Ｗ１）が、前記構造体（１６）において画定された開口（４６）内への前記壁部材（３４）の位置付けにより、締り嵌めを生じさせる所定の寸法である、請求項３に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【請求項6】

前記突出部材（２８）が、前記側壁（２０）の前記端面（２６）から延在するように位置付けされた支柱部材（５０）を備えている、請求項１又は２に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【請求項7】

互いから離間された複数の支柱部材（５０）をさらに含む、請求項６に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【請求項8】

前記複数の支柱部材（５０）が、前記キャップ部材（１８）の中央軸（４０）の周りに位置付けされて互いから離間されている、請求項７に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【請求項9】

前記支柱部材（５０）が、所定の直径（Ｄ１）を画定し、前記支柱部材（５０）が、前記支柱部材（５０）の周りに周面（５１）を形成することにより、前記支柱部材（５０）を前記構造体（１６）において画定された孔（５４）内に位置付けすると、前記孔（５４）の側壁（５２）との締り嵌めが生じる、請求項６に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【請求項10】

前記突出部材（２８）が、熱可塑性材料から構築されている、請求項１から９のいずれか一項に記載の保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【請求項11】

航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップアセンブリ（１０、１０’）を設置するための方法（７０）であって、当該方法（７０）は、
保護キャップアセンブリ（１０、１０’）を前記構造体（１６）上に位置付けして、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を囲い込むステップ（７２）であって、
前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）が、側壁（２０）を有するキャップ部材（１８）を含み、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにおいて、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を受け容れるために、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列している、開口（２２）及び内部空間（２４）と、
前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにより、前記構造体（１６）に当接する端面（２６）と
を画定し、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）が、熱可塑性材料から構築された突出部材（２８）を含み、前記突出部材（２８）が、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにより、前記構造体（１６）によって画定された開口（４６）に入るように、前記突出部材（２８）は、前記キャップ部材（１８）の前記端面（２６）に固定され、前記端面（２６）から延在する、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を囲い込むステップ（７２）、
熱又は超音波のうちの１つを前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料に加えて、前記熱可塑性材料を溶融するステップ（７４）、並びに
前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料が、固化して、前記キャップ部材（１８）及び前記構造体（１６）に付着し、前記キャップ部材（１８）が前記構造体（１６）に固定されるように、前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料を冷却するステップ（７６）
を含む方法（７０）。

【請求項12】

航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップシステム（５６、５６’）を設置するための方法（７８）であって、当該方法（７８）は、
熱可塑性材料から構築された、前記保護キャップシステム（５６、５６’）の突出部材（５８、５８’）を、前記構造体（１６）において画定された開口（４６）の中に位置付けするステップ（８０）、
前記突出部材（５８、５８’）から分離された、前記保護キャップシステム（５６、５６’）のキャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けするステップ（８２）であって、
当該キャップ部材（１８）が、側壁（２０）を有し、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）が、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ延在するように、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列する、開口（２２）及び内部空間（２４）と、
当該キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記構造体（１６）に当接し、前記突出部材（５８、５８’）の上に横たわる端面（２６）と
を画定する、キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けするステップ（８２）、
熱又は超音波のうちの１つを前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料に加えて、前記熱可塑性材料を溶融するステップ（８４）、並びに
前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料が、固化して、前記キャップ部材（１８）の前記端面（２６）及び前記構造体（１６）に付着し、前記キャップ部材（１８）が前記構造体（１６）に固定されるように、前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料を冷却するステップ（８６）
を含む方法（７８）。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、電磁効果（「ＥＭＥ」：ｅｌｅｃｔｒｏｍａｇｎｅｔｉｃ ｅｆｆｅｃｔ）保護キャップに関し、より具体的には、ファスナの端部が貫通する構造体に固定することにより、ファスナの端部を封入するＥＭＥ保護キャップに関する。

【背景技術】

【0002】

ＥＭＥ保護キャップは、構造体から延在するファスナの端部を囲い込むように設置される。ファスナが囲い込まれることにより、ファスナの端部は、ファスナが囲い込まれない状況では構造体からファスナの端部が延在する環境から隔離される。構造体の位置に応じて、異なる状況でファスナの端部が延在し得る環境とは、揮発性蒸気、揮発性液体、又は感受性の高い機器を含む。ファスナの端部を覆うように保護キャップを固定し、構造体に固定された保護キャップでファスナの端部を囲い込むことは、落雷やその他の電磁気事象が発生した場合、ファスナの端部からスパークが発生し、異なる状況でファスナの端部が延在する環境と相互作用することを防止という点で有益である。ファスナの端部を囲い込むことにより、スパークが、構造体から延在するファスナの端部の領域に位置する揮発性蒸気、揮発性液体、又は感受性の高い機器と相互作用することが防止される。

【0003】

保護キャップは、様々な材料（例えば、保護キャップの構築に利用される熱硬化性材料、熱可塑性材料、エポキシ材料、又はその他の一般的な材料）から構成される。保護キャップの設置には、密封剤の使用が含まれる。この密封剤は、保護キャップを構造体に接着し、ファスナの端部の周りで保護キャップを構造体に封止し、ファスナの端部を保護キャップの外側に位置する環境から電気的に隔離する。密封剤を使用すると、時間がかかり、保護キャップの設置が失敗する場合があり、そうなると、保護キャップを再度設置する結果となる。密封剤の使用時の保護キャップ設置の失敗は、密封剤の減圧により保護キャップが構造体から剥離した結果として起こり得る。他の設置の失敗例としては、保護キャップが構造体上の定位置に完全に配置される前に、重力が保護キャップに作用し、保護キャップが移動した結果として起こり得るものがある。

【0004】

設置が失敗すると再設置が行われことになり、結果として、製造中の構造体（例えば、航空機）の初期製造又は構造体のメンテナンスに追加コストが発生する。密封剤が関わる初期製造又はメンテナンスのいずれの場合でも、密封剤の硬化に対して時間が消費される。さらに、保護キャップの交換においては、交換用保護キャップの設置を行い得る前に残留密封剤を除去することがさらに必要とされており、航空機などの構造体のメンテナンスには余剰な労力とコストがかかる。結果的に、保護キャップを構造体に固定するために密封剤を使用せず、保護キャップを構造体に固定し、ファスナの端部を囲い込むことが有益であろう。

【0005】

例えば、航空機などの構造体は、数多くの保護キャップを備えることが多いので、設置時間の改善や質の高い設置の比率の改善により、航空機の製造時において保護キャップの設置に価値を与えることができる。密封剤の塗布に労力をかけず、密封剤の硬化に時間をかけずに、保護キャップの設置が可能であれば、保護キャップの設置に関連する時間の改善がさらに促進されるであろう。同様に、設置時間の改善や質の高い設置の比率の改善により、航空機などの構造体をメンテナンスする間に保護キャップを交換する時、価値を付与することができる。

【0006】

保護キャップを熱可塑性構造体（例えば、航空機の燃料タンクの内部）に固定するために、保護キャップの設置にポリサルファイド系密封剤が関わる場合、必要な接着性を達成するために接着促進剤が必要とされる。接着促進剤は、潜在的に有害化学物質であり得る。結果的に、密封剤又は接着促進剤を使用せずに、構造体上の所望の位置に位置付けかつ固定することができる保護キャップがあれば、有益であろう。

【0007】

上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、又は、さらに別の実施形態において組み合わせることが可能である。これらの実施形態のさらなる詳細は、以下の説明及び添付図面を参照することによって確認することができる。

【発明の概要】

【0008】

一実施例は、航空機の構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップアセンブリを含み、保護キャップアセンブリは、側壁を有するキャップ部材を含む。側壁は、開口、内部空間、及び構造体に当接するための端面を画定し、開口は、開口を通ってかつ内部空間の中へファスナの端部を受け容れるために、内部空間に沿うように整列している。保護キャップアセンブリは、キャップ部材の側壁の端面に固定され、当該端面から延在する突出部材をさらに含む。

【0009】

一実施例は、航空機の構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップアセンブリを含み、保護キャップアセンブリは、側壁を有するキャップ部材を含む。側壁は、開口、内部空間、及び構造体に当接するための端面を画定し、開口は、開口を通ってかつ内部空間の中へファスナの端部を受け容れるために、内部空間に沿うように整列している。保護キャップシステムは、キャップ部材から分離した突出部材をさらに含み、突出部材は、熱可塑性材料から構築され、突出部材が、構造体において画定された開口内に位置付けされた状態で、端面は、突出部材に対して上に横たわるような関係で位置付けされる。

【0010】

一実施例は、航空機の構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップアセンブリを設置するための方法を含み、当該方法は、保護キャップアセンブリを構造体上に位置付けして、ファスナの端部を囲い込むステップを含み、保護キャップアセンブリは、側壁を有するキャップ部材を含み、側壁は、開口及び内部空間であって、保護キャップアセンブリの位置付けにおいて、開口を通ってかつ内部空間の中へファスナの端部を受け容れるために、開口が内部空間に沿うように整列している、開口及び内部空間、並びに保護キャップアセンブリの位置付けにより構造体と当接する端面を画定する。保護キャップアセンブリは、熱可塑性材料から構築された突出部材を含み、突出部材は、キャップ部材の端面に固定されかつ端面から延在し、保護キャップアセンブリの位置付けにより、構造体によって画定された開口に入る。当該方法は、熱又は超音波のうちの１つを突出部材の熱可塑性材料に加えて、熱可塑性材料を溶融するステップをさらに含む。当該方法は、突出部材の熱可塑性材料が、固化して、キャップ部材及び構造体に付着し、キャップ部材が構造体に固定されるように、突出部材の熱可塑性材料を冷却するステップをさらに含む。

【0011】

一実施例は、航空機の構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップシステムを設置するための方法を含み、当該方法は、熱可塑性材料から構築された、保護キャップシステムの突出部材を、構造体において画定された開口の中に位置付けするステップを含む。当該方法は、突出部材から分離された、保護キャップシステムのキャップ部材を構造体上に位置付けするステップを含み、キャップ部材は側壁を有し、側壁は、開口及び内部空間を画定し、開口は、キャップ部材を構造体上に位置付けすることにより、ファスナの端部が、開口を通ってかつ内部空間の中へ延在するように、内部空間に沿うように整列する。側壁は、端面を画定する。端面は、キャップ部材を構造体上に位置付けすることにより、突出部材の上に横たわるように、構造体に当接する。当該方法は、熱又は超音波のうちの１つを突出部材の熱可塑性材料に加えて、熱可塑性材料を溶融するステップ、並びに突出部材の熱可塑性材料が、固化して、キャップ部材の端面及び構造体に付着し、キャップ部材が構造体に固定されるように、突出部材の熱可塑性材料を冷却するステップをさらに含む。

【0012】

一実施例は、航空機の構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップアセンブリを設置するための方法を含み、当該方法は、側壁を有する保護キャップを構造体上に位置付けするステップを含み、側壁は、開口及び内部空間であって、保護キャップを構造体上に位置付けすることにより、ファスナの端部が、開口を通ってかつ内部空間の中へ延在するように、開口が内部空間に沿うように整列する、開口及び内部空間、並びに熱可塑性材料から構築された、キャップ部材の側壁の端部であって、保護キャップを構造体上に位置付けすることにより、構造体に当接する端面を含む、端部を画定する。当該方法は、熱又は超音波のうちの１つをキャップ部材の側壁の端部に加えて、端部の熱可塑性材料を溶融するステップを含み、側壁の端部の熱可塑性材料が、固化して、構造体及びキャップ部材の側壁の残りの部分に付着し、キャップ部材が構造体に固定されるように、キャップ部材の側壁の端部を冷却するステップをさらに含む。

【図面の簡単な説明】

【0013】

【図1】構造体を通って延在するファスナの端部との保護キャップアセンブリの設置の位置合わせに関連して、傾斜位置にある保護キャップアセンブリの第１の実施例の分解斜視図である。

【図2】構造体上に位置付けされ、構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込む保護キャップアセンブリの第１の実施例の図１の線２－２に沿った断面図である。

【図3】構造体を通って延在するファスナの端部との保護キャップアセンブリの設置の位置合わせに関連して、傾斜位置にある保護キャップアセンブリの第２の実施例の分解斜視図である。

【図4】構造体上に位置付けされ、構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込む保護キャップアセンブリの第２の実施例の図３の線４－４に沿った断面図である。

【図5】構造体を通って延在するファスナの端部との保護キャップアセンブリの設置の位置合わせに関連して、保護キャップが傾斜位置にある状態の、保護キャップシステムの第１の実施例の分解斜視図である。

【図6】構造体上に位置付けされ、構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込む保護キャップシステムの第１の実施例の図５の線６－６に沿った断面図である。

【図7】構造体を通って延在するファスナの端部との保護キャップアセンブリの設置の位置合わせに関連して、保護キャップが傾斜位置にある状態の、保護キャップシステムの第２の実施例の分解斜視図である。

【図8】構造体上に位置付けされ、構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込む保護キャップシステムの第２の実施例の図７の線８－８に沿った断面図である。

【図9】構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップアセンブリを設置するための方法のフロー図である。

【図10】構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップシステムを設置するための方法のフロー図である。

【図11】構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込むための保護キャップを設置するための方法のフロー図である。

【図12】構造体を通って延在するファスナの端部との保護キャップの設置の位置合わせに関連して、傾斜位置にある保護キャップの分解斜視図である。

【図13】構造体上に位置付けされ、構造体を通って延在するファスナの端部を囲い込む保護キャップの図１２の線１３－１３に沿った断面図である。

【発明を実施するための形態】

【0014】

図１から図４を参照すると、本実施例では航空機の構造体１６を通って延在するファスナ１４の端部１２を囲い込むために利用される、保護キャップアセンブリ１０の第１の実施例及び保護キャップアセンブリ１０’の第２の実施例が示される。図１及び図２に示される保護キャップアセンブリ１０の第１の実施例は、開口２２及び内部空間２４を画定する側壁２０を有するキャップ部材１８を含み、開口２２は、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へファスナ１４の端部１２を受け容れるために、内部空間２４に沿うように整列する。側壁２０は、構造体１６に当接するための端面２６をさらに画定する。保護キャップアセンブリ１０は、キャップ部材１８の側壁２０の端面２６に固定され、端面２６から延在する突出部材２８をさらに含む。

【0015】

キャップ部材１８は、１つ又は複数の材料から構築される。１つ又は複数の材料には、ＥＭＥ事象からの保護をもたらす、ファスナの端部を囲い込むために使用されるキャップ部材の構築に使用される、熱硬化性材料、熱可塑性材料、エポキシ材料、及びその他の材料が含まれる。さらに、キャップ部材１８は、射出成形技法、３次元プリンティング技法、及びその他の製造技法を利用するなど、様々な方法のうちの１つによって構築することができる。保護キャップアセンブリ１０の第１の実施例に関しては、突出部材２８は、熱可塑性材料によって構築されたものとなる。突出部材２８の構築のために選択される熱可塑性材料は、望ましくは、キャップ部材１８の構築に使用される材料の溶融温度より低い溶融温度を有する。キャップ部材１８を構築する材料の溶融温度より低い突出部材２８を構築する熱可塑性材料の溶融温度により、キャップ部材１８を溶融せずに、突出部材２８の選択的溶融がもたらされる。キャップ部材１８及び構造体１６と接触する突出部材２８の熱可塑性材料を選択的に溶融することにより、溶融した熱可塑性材料を続けて冷却すると、結果的に、熱可塑性材料が、固化して、キャップ部材１８及び構造体１６に付着し、固定工程においてキャップ部材１８を溶融せずに、キャップ部材１８が構造体１６に固定される。

【0016】

側壁２０の端面２６は、開口２２を画定する側壁２０の内縁３０から側壁２０の外縁３２まで延在する幅寸法Ｗを有する。本実施例では、突出部材２８は、端面２６の内縁３０と外縁３２との間に位置付けされる。本実施例では、突出部材２８は、端面２６と直交する方向（Ｄ）に延在する。突出部材２８は、壁部材３４を含み、壁部材３４は、キャップ部材１８の中央軸４０から第１の径方向距離３８の内壁面３６、及び中央軸４０から第２の径方向距離４４の外壁面４２を有し、第２の径方向距離４４は、第１の径方向距離３８より大きい。

【0017】

図１に示すように、壁部材３４は、キャップ部材１８の中央軸４０の周りに環状に延在する。図１に示すように、内壁面３６と外壁面４２との間の壁部材３４の幅寸法Ｗ１は、構造体１６において画定された開口４６内への壁部材３４の位置付けにより締り嵌めを生じさせる所定の寸法であり、壁部材３４と開口４６との両方がそれぞれ環状構成を有する。本実施例では、開口４６は、ファスナ１４の端部１２の周りに延在するように位置付けされたチャネル４７であり、壁部材３４を開口４６内に挿入すると、壁部材３４と開口４６又はチャネル４７の側壁４８との間で摩擦を確立する寸法であるように構成され、それにより、壁部材３４と開口４６又はチャネル４７の側壁４８との締まり嵌めが生じる。キャップ部材１８の配向に関わらず、キャップ部材１８を定位置に保持した状態で、キャップ部材１８を構造体１６に対して位置付けする際に、壁部材３４と開口４６又はチャネル４７の側壁４８との締まり嵌めは、設置者に簡便性をもたらし、以下でさらに説明するように、設置者は、突出部材２８の溶融により、キャップ部材１８を構造体１６にさらに固定することができる。設置者がキャップ部材１８を構造体１６に対して保持することを必要とせずに、突出部材２８の溶融と溶融固定工程の実施を達成することができる。

【0018】

キャップ部材１８を構造体１６にさらに固定するために、キャップ部材１８の配向に関わらず、キャップ部材１８は、壁部材３４と開口４６の側壁４８との間の締まり嵌めにより、構造体１６に対して所望の位置に保持される。このような配向には、例えば、構造体１６を上に位置付け、キャップ部材１８を上下反転した位置に位置付ける配向、構造体１６が垂直に延在するように位置付け、キャップ部材が構造体１６から外側に延在するように位置付ける配向、又は、構造体１６が水平に対して傾斜するように位置付ける配向が含まれ得る。これらの様々な配向のいずれかにキャップ部材１８が位置付けされている状態では、壁部材３４と開口４６又は本実施例ではチャネル４７の側壁４８との間の締まり嵌めにより、重力がキャップ部材１８を所望の位置から動かすことが防止される。突出部材２８の熱可塑性材料を溶融し、その後、熱可塑性材料を冷却して、キャップ部材１８を構造体１６に引き続き固定するため、キャップ部材１８は締まり嵌めにより所望の位置に保持される。突出部材２８の熱可塑性材料の冷却により、熱可塑性材料は、構造体１６及びキャップ部材１８に付着し、熱可塑性材料の固化により、固化した熱可塑性材料がキャップ部材１８を構造体１６に固定する。壁部材３４と開口４６又は（本実施例では）チャネル４７の側壁４８との締まり嵌めは、キャップ部材１８を構造体１６にさらに固定するにあたって、保護キャップアセンブリ１０のより簡便な設置を促進し、設置者がキャップ部材１８を所定位置に保持するあらゆる不便さを軽減する。

【0019】

保護キャップアセンブリ１０’の第２の実施例は、図３及び図４に示される。第２の実施例では、突出部材２８は、側壁２０の端面２６から延在するように位置付けされた支柱部材５０を含む。本実施例では、複数の支柱部材５０は、互いから離間されて位置付けされ、キャップ部材１８の中央軸４０の周りに位置付けされる。支柱部材５０は、所定の直径Ｄ１を画定し、支柱部材５０は、支柱部材５０の周りに周面５１を形成することにより、支柱部材５０を構造体１６において画定された開口４６又は（本実施例では）孔５４内に位置付けすると、開口４６の側壁５２との締り嵌めが生じる。

【0020】

本実施例では、複数の支柱部材５０は、それぞれ、構造体１６において画定された対応する孔５４の中に位置付けされる。支柱部材５０の周面５１と孔５４の側壁５２との締まり嵌めが生じると、キャップ部材１８をさらに構造体１６に固定するように、上述のようにキャップ部材１８の配向に関わらず、キャップ部材１８が構造体１６に対して所望の位置に保持され、設置者がキャップ部材１８を所定位置に保持するいかなる不便さも取り除かれる。キャップ部材１８のさらなる固定は、設置者が支柱部材５０構成の熱可塑性材料を溶融することを含む。構造体１６及びキャップ部材１８と接触している熱可塑性材料を引き続き冷却することにより、熱可塑性材料が構造体及びキャップ部材１８に付着し、熱可塑性材料が固化し、キャップ部材１８が構造体１６に固定される結果となる。

【0021】

上述のように、突出部材２８（本実施例では、支柱部材５０）の構築のために選択される熱可塑性材料は、望ましくは、キャップ部材１８を構築する材料の溶融温度より低い溶融温度を有することになる。キャップ部材１８を構築する材料の溶融温度より低い支柱部材５０の熱可塑性材料の溶融温度により、固定工程においてキャップ部材１８を溶融せずにキャップ部材１８を構造体１６に固定するために、支柱部材５０の選択的溶融がもたらされる。

【0022】

図５から図８を参照すると、本実施例では航空機の構造体１６を通って延在するファスナ１４の端部１２を囲い込むために利用される、保護キャップアセンブリ５６の第１の実施例及び保護キャップアセンブリ５６’の第２の実施例が示される。図５及び図６に示される保護キャップシステム５６の第１の実施例は、開口２２及び内部空間２４を画定する側壁２０を有するキャップ部材１８を含み、開口２２は、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へファスナ１４の端部１２を受け容れるために、内部空間２４に沿うように整列する。側壁２０は、構造体１６に当接するための端面２６をさらに画定する。保護キャップシステム５６は、キャップ部材１８から分離された突出部材５８を画定し、突出部材５８は、熱可塑性材料から構築される。突出部材５８が構造体１６において画定された開口４６内に位置付けされた状態で、端面２６は、突出部材５８及び構造体１６に対して上に横たわるような関係で位置付けされる。

【0023】

図５及び図６を参照すると、突出部材５８は、環状構成に構成されかつ所定の壁厚寸法（Ｔ）を有する壁部材６０を含む。この所定の壁厚寸法（Ｔ）により、壁部材６０が開口４６（本実施例ではチャネル４７）の側壁４８に接触する状態で、壁部材６０が、構造体１６において画定された開口４６又はチャネル４７内へ位置付けされると、締り嵌めが生じる。開口４６又はチャネル４７、及び壁部材６０は、それぞれ環状構成を有する。壁部材６０が直径Ｄ２を有することにより、側壁２０の端面２６が構造体１６上に位置付けされた状態で、側壁２０の端面２６は壁部材６０の上に横たわる。

【0024】

保護キャップシステム５６の第１の実施例を利用して、設置者は、壁部材６０を開口４６（本実施例ではチャネル４７）内に挿入し、壁部材６０と開口４６又はチャネル４７の側壁４８との間の締まり嵌めにより、壁部材６０が開口４６又はチャネル４７の中の所定位置に保持される。図６に示すように、壁部材６０が開口４６又はチャネル４７の中に位置付けされた状態で、キャップ部材１８の側壁２０の端面２６は、構造体１６及び壁部材６０の上に横たわるように位置付けされる。キャップ部材１８が壁部材６０の上に横たわるように位置付けされた状態で、壁部材６０の熱可塑性材料は、熱又は超音波を利用して溶融される。構造体１６、及びキャップ部材１８の側壁２０の端面２６と接触している壁部材６０の溶融した熱可塑性材料は、続いて冷却されてから固化し、構造体１６及び端面２６の両方に付着し、キャップ部材１８と構造体１６を共に固定させる。上述のように、キャップ部材１８を構築する材料より低い溶融温度を有する壁部材６０用の熱可塑性材料を選択することにより、キャップ部材１８の材料の溶融を引き起こさずに、壁部材６０の熱可塑性材料を溶融し、キャップ部材１８と構造体１６の固定を得ることができる。

【0025】

図７及び図８を参照すると、保護キャップシステム５６’の第２の実施例が示される。保護キャップシステム５６’は、開口２２及び内部空間２４を画定する側壁２０を有するキャップ部材１８を含み、開口２２は、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へファスナ１４の端部１２を受け容れるために、内部空間２４に沿うように整列する。側壁２０は、構造体１６に当接するための端面２６をさらに画定する。保護キャップシステム５６’は、キャップ部材１８から分離された突出部材５８’を画定し、突出部材５８’は、熱可塑性材料から構築される。突出部材５８’が構造体１６において画定された開口４６内に位置付けされた状態で、端面２６は、突出部材５８’及び構造体１６に対して上に横たわるような関係で位置付けされる。

【0026】

図７及び図８を参照すると、突出部材５８’は、所定の直径Ｄ３を画定する支柱部材６２を含み、支柱部材６２は、支柱部材６２の周りに周面６４を形成することにより、支柱部材６２を構造体１６において画定された孔６８内に位置付けすると、孔６８を含む開口４６の側壁６６との締り嵌めが生じる。本実施例では、複数の支柱部材６２が利用されて、複数の孔６８内に位置付けされる。複数の孔６８は、構造体１６によって画定され、互いから離間されて位置付けされ、それにより、キャップ部材１８が構造体１６上に位置付けされている状態で、キャップ部材１８は複数の支柱部材６２の上に横たわる。

【0027】

図７及び図８に示すように、保護キャップアセンブリ５６’の第２の実施例が利用され、本実施例では支柱部材６２が各孔６８に中に位置付けされるように、設置者は、支柱部材６２を孔６８内に挿入する。各支柱部材６２は、支柱部材６２が挿入される対応する孔６８との締まり嵌めを有する。締まり嵌めにより、支柱部材６２が各孔６８内で所定位置に保持される。図７及び図８に示すように、キャップ部材１８の側壁２０の各端面２６は、構造体１６及び支柱部材６２の上に横たわるように位置付けされる。キャップ部材１８が支柱部材６２の上に横たわるように位置付けされた状態で、支柱部材６２の熱可塑性材料は、熱又は超音波を利用して溶融される。構造体１６、及びキャップ部材１８の側壁２０の端面２６と接触している支柱部材６２の溶融した熱可塑性材料は、続いて冷却されてから固化し、構造体１６及び端面２６の両方に付着し、キャップ部材１８と構造体１６を共に固定させる。上述のように、キャップ部材１８を構築する材料より低い溶融温度を有する支柱部材６２用の熱可塑性材料を選択することにより、キャップ部材１８の材料の溶融を引き起こさずに、支柱部材６２の熱可塑性材料を溶融し、キャップ部材１８と構造体１６の固定を得ることができる。

【0028】

図９を参照すると、航空機の構造体１６を通って延在するファスナ１４の端部１２を囲い込むための保護キャップアセンブリ１０、１０’を設置するための方法７０は、図１から図４に示すように、保護キャップアセンブリ１０、１０’を構造体１６上に位置付けして、ファスナ１４の端部１２を囲い込むステップ７２を含む。保護キャップアセンブリ１０、１０’は、開口２２及び内部空間２４を画定する側壁２０を有するキャップ部材１８を含み、開口２２は、保護キャップアセンブリ１０、１０’の位置付けにおいて、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へファスナ１４の端部１２を受け容れるために、内部空間２４に沿うように整列する。保護キャップアセンブリ１０、１０’の位置付けにおいて、端面２６は構造体１６に当接し、キャップ部材１８は、熱可塑性材料から構築された突出部材２８を含む。突出部材２８は、キャップ部材１８の端面２６に固定され、端面２６から延在し、保護キャップアセンブリ１０、１０’の位置付けにおいて、突出部材２８は、構造体１６によって画定された開口４６内に入る。方法７０は、熱又は超音波のうちの１つを突出部材２８の熱可塑性材料に加えて、熱可塑性材料を溶融するステップ７４をさらに含み、突出部材２８の熱可塑性材料が、固化して、キャップ部材１８及び構造体１６に付着し、キャップ部材１８が構造体１６に固定されるように、突出部材２８の熱可塑性材料を冷却するステップ７６を含む。

【0029】

図１０を参照すると、航空機の構造体１６を通って延在するファスナ１４の端部１２を囲い込むための保護キャップシステム５６、５６’を設置するための方法７８は、熱可塑性材料から構築された、保護キャップシステム５６、５６’の突出部材５８、５８’を、それぞれ、構造体１６において画定された開口４６の中に位置付けするステップ８０を含む。方法７８は、突出部材５８、５８’から分離された、保護キャップシステム５６、５６’のキャップ部材１８を構造体１６上に位置付けするステップ８２をさらに含み、キャップ部材１８は、側壁２０を有する。側壁２０は、開口２２及び内部空間２４を画定し、開口２２は、キャップ部材１８を構造体１６上に位置付けすることにより、ファスナ１４の端部１２が、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へ延在するように、内部空間２４に沿うように整列する。側壁２０は、端面２６を画定し、端面２６は、キャップ部材１８の位置付けにより、突出部材５８、５８’の上に横たわるように、構造体１６に当接する。キャップ部材１８が位置付けされた状態で、熱又は超音波のうちの１つを突出部材５８、５８’の熱可塑性材料に加えて、熱可塑性材料を溶融するステップ８４が利用される。方法７８は、突出部材５８、５８’の熱可塑性材料が、固化して、キャップ部材１８の端面２６及び構造体１６に付着し、キャップ部材１８が構造体１６に固定されるように、突出部材５８、５８’の熱可塑性材料を冷却するステップ８６をさらに含む。

【0030】

図１１を参照すると、航空機の構造体１６を通って延在するファスナ１４の端部１２を囲い込むための保護キャップ１９を設置するための方法８８が示され、対応する保護キャップ１９の利用例が図１２及び図１３に示される。方法８８は、保護キャップ１９を構造体１６上に位置付けするステップ９０を含み、キャップ部材１９は、側壁２０を有し、側壁２０は、開口２２及び内部空間２４を画定し、開口２２は、保護キャップ１９を構造体上に位置付けすることにより、ファスナの端部が、開口２２を通ってかつ内部空間２４の中へ延在するように、内部空間２４に沿うように整列する。側壁２０は、熱可塑性材料から構築された、保護キャップ１９の側壁２０の端部９６をさらに画定し、端部９６は、保護キャップ１９を構造体１６上に位置付けすることにより、構造体１６に当接する端面２６を含む。方法８８は、熱又は超音波のうちの１つを保護キャップ１９の側壁２０の端部９６に加えて、端部９６の熱可塑性材料を溶融するステップ９２をさらに含む。方法８８は、側壁２０の端部９６の熱可塑性材料が、固化して、構造体１６及び保護キャップ１９の側壁２０の残りの部分９８に付着し、保護キャップ１９が構造体１６に固定されるように、保護キャップ１９の側壁２０の端部９６を冷却するステップ９４をさらに含む。

【0031】

保護キャップ１９の端部９６を溶融して、より堅固に保護キャップ１９を構造体１６に固定する前に、保護キャップ１９が構造体１６に対してある配向で位置付けされ、重量によって保護キャップ１９が構造体１６上の所望の位置から移動する場合、接着剤を保護キャップ１９と構造体１６との間に塗布し、保護キャップ１９を構造体１６に一時的に固定することができる。保護キャップが構造体１６に一時的に固定された状態で、設置者は、次に進んで、端部９６の固化が保護キャップ１９を構造体１６により堅固に固定するように、端部９６を溶融する。同様に、上述のように、必要に応じて、キャップ部材１８を構造体１６に一時的に固定するために、キャップ部材１８の一時固定用接着剤を塗布してもよい。このことを利用して、上述のように突出部材（例えば、２８、５８、又は５８’）の熱可塑性材料を溶融して固化する前に、キャップ部材１８を構造体１６により堅固に固定することができる。

【0032】

さらに、本開示は、以下の条項に係る実施形態を含む。

【0033】

条項１
航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップアセンブリ（１０、１０’）であって、
側壁（２０）を有するキャップ部材（１８）であって、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を受け容れるために、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列している、開口（２２）及び内部空間（２４）、
前記構造体（１６）に当接するための端面（２６）、並びに
前記キャップ部材（１８）の前記側壁（２０）の前記端面（２６）に固定され、前記端面（２６）から延在する突出部材（２８）
を画定する、キャップ部材（１８）
を備えている保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【0034】

条項２
前記側壁（２０）の前記端面（２６）が、前記開口（２２）を画定する前記側壁（２０）の内縁（３０）から前記側壁（２０）の外縁（３２）まで延在する幅寸法（Ｗ）を有する、条項１に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【0035】

条項３
前記突出部材（２８）が、前記端面（２６）の前記内縁（３０）と前記外縁（３２）との間に位置付けされる、条項２に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【0036】

条項４
前記突出部材（２８）が、前記端面（２６）と直交する方向（Ｄ）に延在する、条項１から３のいずれか一項に記載の保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【0037】

条項５
前記突出部材（２８）が、壁部材（３４）を備え、前記壁部材（３４）が、前記キャップ部材（１８）の中央軸（４０）から第１の径方向距離（３８）の内壁面（３６）、及び前記中央軸（４０）から第２の径方向距離（４４）の外壁面（４２）を有し、前記第２の径方向距離（４４）が、前記第１の径方向距離（３８）より大きい、条項１から４のいずれか一項に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【0038】

条項６
前記壁部材（３４）が、前記キャップ部材（１８）の前記中央軸（４０）の周りに環状に延在する、条項５に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【0039】

条項７
前記内壁面（３６）と前記外壁面（４２）との間の前記壁部材（３４）の幅寸法（Ｗ１）が、前記構造体（１６）において画定された開口（４６）内への前記壁部材（３４）の位置付けにより締り嵌めを生じさせる所定の寸法である、条項５又は６に記載の保護キャップアセンブリ（１０）。

【0040】

条項８
前記突出部材（２８）が、前記側壁（２０）の前記端面（２６）から延在するように位置付けされた支柱部材（５０）を備えている、条項１から４のいずれか一項に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【0041】

条項９
互いから離間された複数の支柱部材（５０）をさらに含む、条項８に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【0042】

条項１０
前記複数の支柱部材（５０）が、前記キャップ部材（１８）の中央軸（４０）の周りに位置付けされて互いから離間されている、条項９に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【0043】

条項１１
前記支柱部材（５０）が、所定の直径（Ｄ１）を画定し、前記支柱部材（５０）が、前記支柱部材（５０）の周りに周面（５１）を形成することにより、前記支柱部材（５０）を前記構造体（１６）において画定された孔（５４）内に位置付けすると、前記孔（５４）の側壁（５２）との締り嵌めが生じる、条項８に記載の保護キャップアセンブリ（１０’）。

【0044】

条項１２
前記突出部材（２８）が、熱可塑性材料から構築されている、条項１から１１のいずれか一項に記載の保護キャップアセンブリ（１０、１０’）。

【0045】

条項１３
航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップシステム（５６、５６’）であって、
側壁（２０）を有するキャップ部材（１８）であって、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を受け容れるために、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列している、開口（２２）及び内部空間（２４）、
前記構造体（１６）に当接するための端面（２６）、並びに
前記キャップ部材（１８）から分離された前記突出部材（５８、５８’）
を画定する、キャップ部材（１８）を備え、
前記突出部材（５８、５８’）が、熱可塑性材料から構築され、
前記突出部材（５８、５８’）が、前記構造体（１６）において画定された開口（４６）内に位置付けされた状態で、前記端面（２６）が、前記突出部材（５８、５８’）に対して上に横たわるような関係で位置付けされる、保護キャップシステム（５６、５６’）。

【0046】

条項１４
前記突出部材（５８）が壁部材（６０）を含み、前記壁部材（６０）が、環状構成で構成され、前記構造体（１６）において画定されたチャネル（４７）を含む前記開口（４６）内への前記壁部材（６０）の位置付けにより締り嵌めを生じさせる所定の壁厚寸法（Ｔ）を有する、条項１３に記載の保護キャップシステム（５６）。

【0047】

条項１５前記壁部材（６０）は、前記端面（２６）が前記構造体（１６）上に位置付けされた状態で前記端面（２６）が前記壁部材（６０）の上に横たわるような直径（Ｄ２）を有する、条項１４に記載の保護キャップシステム（５６）。

【0048】

条項１６
前記突出部材（５８’）が、所定の直径（Ｄ３）を画定する支柱部材（６２）を備え、前記支柱部材（６０）が、前記支柱部材（６０）の周りに周面（６４）を形成することにより、前記支柱部材（６０）を前記構造体（１６）において画定された孔（６８）内に位置付けすると、前記孔（６８）を含む前記開口（４６）の側壁（６６）との締り嵌めが生じる、条項１３又は１４に記載の保護キャップシステム（５６’）。

【0049】

条項１７
前記キャップ部材（１８）が前記構造体（１６）上に位置付けされた状態で、前記キャップ部材（１８）が前記複数の支柱部材（６２）の上に横たわるように、前記構造体（１６）において画定された複数の孔（６８）内に位置付けされ、かつ互いから離間されて位置付けされた複数の支柱部材（６２）をさらに含む、条項１６に記載の保護キャップシステム（５６’）

【0050】

条項１８
航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップアセンブリ（１０、１０’）を設置するための方法（７０）であって、
保護キャップアセンブリ（１０、１０’）を前記構造体（１６）上に位置付けして、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を囲い込むステップ（７２）であって、
前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）が、側壁（２０）を有するキャップ部材（１８）を含み、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにおいて、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を受け容れるために、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列している、開口（２２）及び内部空間（２４）、並びに
前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにより、前記構造体（１６）に当接する端面（２６）
を画定し、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）が、熱可塑性材料から構築された突出部材（２８）を含み、前記突出部材（２８）が、前記保護キャップアセンブリ（１０、１０’）の位置付けにより、前記構造体（１６）によって画定された開口（４６）に入るように、前記突出部材（２８）は、前記キャップ部材（１８）の前記端面（２６）に固定され、前記端面（２６）から延在する、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）を囲い込むステップ（７２）、
熱又は超音波のうちの１つを前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料に加えて、前記熱可塑性材料を溶融するステップ（７４）、並びに
前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料が、固化して、前記キャップ部材（１８）及び前記構造体（１６）に付着し、前記キャップ部材（１８）が前記構造体（１６）に固定されるように、前記突出部材（２８）の前記熱可塑性材料を冷却するステップ（７６）
を含む方法（７０）。

【0051】

条項１９
航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップシステム（５６、５６’）を設置するための方法（７８）であって、
熱可塑性材料から構築された、前記保護キャップシステム（５６、５６’）の突出部材（５８、５８’）を、前記構造体（１６）において画定された開口（４６）の中に位置付けするステップ（８０）、
前記突出部材（５８、５８’）から分離された、前記保護キャップシステム（５６、５６’）のキャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けすること（８２）であって、当該キャップ部材（１８）が、側壁（２０）を有し、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）が、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ延在するように、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列する、開口（２２）及び内部空間（２４）、並びに
当該キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記構造体（１６）に当接し、前記突出部材（５８、５８’）の上に横たわる端面（２６）
を画定する、キャップ部材（１８）を前記構造体（１６）上に位置付けするステップ（８２）、
熱又は超音波のうちの１つを前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料に加えて、前記熱可塑性材料を溶融するステップ（８４）、並びに
前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料が、固化して、前記キャップ部材（１８）の前記端面（２６）及び前記構造体（１６）に付着し、前記キャップ部材（１８）が前記構造体（１６）に固定されるように、前記突出部材（５８、５８’）の前記熱可塑性材料を冷却するステップ（８６）
を含む方法（７８）。

【0052】

条項２０
航空機の構造体（１６）を通って延在するファスナ（１４）の端部（１２）を囲い込むための保護キャップ（１９）を設置するための方法（８８）であって、
前記保護キャップ（１９）を前記構造体（１６）上に位置付けすること（９０）であって、当該キャップ部材（１９）が側壁（２０）を有し、前記側壁（２０）が、
開口（２２）及び内部空間（２４）であって、当該保護キャップ（１９）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記ファスナ（１４）の前記端部（１２）が、当該開口（２２）を通ってかつ当該内部空間（２４）の中へ延在するように、当該開口（２２）が当該内部空間（２４）に沿うように整列する、開口（２２）及び内部空間（２４）、並びに
熱可塑性材料から構築された、前記保護キャップ（１９）の前記側壁（２０）の端部（９６）であって、前記保護キャップ（１９）を前記構造体（１６）上に位置付けすることにより、前記構造体（１６）に当接する端面（２６）を含む、端部（９６）
を画定する、前記保護キャップ（１９）を前記構造体（１６）上に位置付けするステップ（９０）、
熱又は超音波のうちの１つを前記保護キャップ（１９）の前記側壁（２０）の前記端部（９６）に加えて、前記端部（９６）の前記熱可塑性材料を溶融するステップ（９２）、並びに
前記側壁の前記端部（９６）の前記熱可塑性材料が、固化して、前記構造体（１６）及び前記保護キャップ（１９）の前記側壁（２０）の残りの部分（９８）に付着し、前記保護キャップ（１９）が前記構造体（１６）に固定されるように、前記保護キャップ（１９）の前記側壁（２０）の前記端部（９６）を冷却するステップ（９４）
を含む方法（８８）。

【0053】

様々な実施形態が以上で説明されたが、本開示は、それらに限定されることを意図するものではない。開示されている実施形態に対しては、さらに添付の特許請求の範囲内にある変更を行うことができる。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】