用于紧固件的密封系统的制作方法

本公开总体涉及保护紧固件。具体而言，本公开涉及用于密封紧固件的方法和装置。

背景技术：

在复合结构中，金属表面以及穿透结构的孔的密封可以具有多重目的，这些目的包括减少燃料泄漏(针对燃料从箱体泄露，减少其他流体进入或排出燃料箱)、覆盖具有倾向于积累电荷的金属部件或防止电化学腐蚀。

诸如金属紧固件的部件可以被密封。密封帽形式的密封剂可以覆盖这些紧固件。“密封帽”是一种覆盖金属部件的端部的结构。该金属部件可以是紧固件。所述端部可以是紧固件的头部或带有螺母的紧固件的螺纹端部。例如，紧固件可以是螺栓、螺钉或其他类型的紧固件。

例如，密封帽可以被附连到延伸到燃料箱内部内的紧固件的端部。这个密封帽被配置为提供防备燃料从燃料箱流出的密封。该密封帽也可以减少或消除在暴露的紧固件的表面上电荷的积累。

密封帽通常包含在其潜入燃料和/或持续不同的时间段晾干时保持密封性能的材料。例如，模塑的聚合物密封帽可以被用于飞行器的燃料箱内。这些类型的密封帽可以装在燃料箱的内部上的紧固件的突出端部上。在密封帽被放置在紧固件上之前，可以将密封剂放置到密封帽内。密封剂可以是塑性成形材料的形式。

例如，密封帽可以具有部分填充未固化的密封剂的内部。然后，这种具有密封剂的密封帽被按压到紧固件上方适当的位置。当处于该位置时，过量的密封剂从帽的底部周围挤出。这种密封剂可以在帽的外部周围融合并且融合到帽的外部。然后，允许密封剂固化以形成最终的密封剂材料。

但是，安装模塑密封帽可能耗费不期望的时间量。例如，模塑密封帽可能被手动放置在紧固件上。手动安装可以耗费不期望的时间量。此外，在将模塑密封帽安装在紧固件上之前，可能需要针对孔隙手动检查模塑密封帽。更进一步，挤出的密封剂的混合可能需要手动进行并且要求训练以满足期望的公差。

因此，将期望的是具有考虑上述问题的至少一些以及可能其他问题的方法和装置。

技术实现要素：

在一个说明性实施例中，提供了一种装置。该装置包含壳体。该壳体具有基部和帽。该帽被配置为覆盖延伸穿过表面的紧固件的一部分。该壳体被配置为施加吸力到表面。

本公开的进一步的说明性实施例提供了一种装置。该装置包含表面、紧固件和壳体。该紧固件具有从表面延伸的端部。该壳体覆盖紧固件的端部。壳体由柔性材料形成，该柔性材料被选择以在抵靠紧固件按压壳体之后，施加吸力到表面。该壳体包括基部和帽。

本公开的更进一步的说明性实施例提供了密封延伸穿过表面的紧固件的方法。壳体被按压在紧固件的端部上，使得壳体的一部分符合紧固件的一部分。该壳体包括基部和帽。通过由壳体施加到表面的吸力，壳体被保持在该紧固件上。

可以在本发明的各种实施例中独立地实现所述特征和功能，或可以在其他实施例中组合所述特征和功能，其中可以参照下述描述和附图看出进一步细节。

附图说明

认为是示例性实施例的特性的新颖特征阐述于所附权利要求书中。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的示例性实施例的以下详细描述，将会最佳地理解示例性实施例以及优选使用模式、其进一步的目的和特征，其中：

图1是根据说明性实施例的飞行器图示；

图2是根据说明性实施例的制造环境的方框图的图示；

图3是根据说明性实施例的密封组件的横截面视图的图示；

图4是根据说明性实施例的密封组件的横截面视图的图示；

图5是根据说明性实施例的密封组件的横截面视图的图示；

图6是根据说明性实施例的密封组件的横截面视图的图示；

图7是根据说明性实施例的安装的密封组件的等轴视图的图示；

图8是根据说明性实施例的安装的密封组件的横截面视图的图示；

图9是根据说明性实施例的用于密封延伸穿过表面的紧固件的方法的流程图的图示；

图10是根据说明性实施例的方框图形式的飞行器制造和维护方法的图示；以及

图11是其中可以实施说明性实施例的方框图形式的飞行器的图示。

具体实施方式

不同的说明性实施例认识并且考虑一个或多个考虑事项。例如，该说明性实施例认识并且考虑飞行器中的燃料箱通常与飞行器成整体结构。例如，飞行器的机翼结构可以被密封。被密封的机翼结构的内部腔室可以用作燃料箱。这些类型的机翼也被称为“湿机翼”。

说明性实施例认识并且考虑到在湿机翼的情况下，部件(诸如紧固件、软管、管)或延伸到机翼内的其他部件可以被密封以将外部与内部隔绝，或者可以被覆盖以减少或消除导电表面上的电荷的累积。这些部件可以延伸穿过燃料箱内的结构，诸如纵梁，或者经由形成燃料箱的结构中(诸如，肋板或其他支撑结构)的孔在燃料箱的隔舱之间延伸。在常规的由金属形成的燃料箱中，部件以及部件延伸通过的孔可以被密封以减少在机翼内形成的燃料箱的泄漏或渗流。

说明性实施例还认识并且考虑到当前使用的密封系统可以使用密封帽，该密封帽被配置为减少由电磁事件引起的能量到燃料箱系统内的转移。能量的转移可以包括火花、静电放电、加压气体、受热气体、机械力或在燃料箱系统内不期望的一些其他能量的转移。

说明性实施例还认识并且考虑到密封帽可以增加制造该结构的不期望的时间量。另外，说明性实施例认识并且考虑到燃料箱系统可以具有受限制的空间。在燃料箱系统内的移动可以受到燃料箱系统的尺寸的限制。另外，燃料箱系统内的多个紧固件之间的距离可以是小的。说明性实施例认识并且考虑到在燃料箱系统内应用密封剂的装置应当充分紧凑以在燃料箱系统内移动。因此，说明性实施例提供用于降低燃料箱系统中的密封紧固件的制造时间，降低燃料箱系统中的能量的转移，或两种的组合的方法和装置。

本公开的说明性实施例提供一种燃料箱系统。该燃料箱系统可以包含燃料箱、数个紧固件和数个壳体。数个紧固件可以具有延伸到燃料箱内部内的数个端部。数个壳体被配置为覆盖数个紧固件的数个端部。数个壳体中的壳体被配置为覆盖数个端部中的紧固件的端部。壳体具有基部和帽。壳体由柔性材料形成，所述柔性材料经选择以在壳体已经抵靠紧固件被按压之后对燃料箱施加吸力。

现在参考附图，并且特别地参考图1，根据说明性实施例描绘了飞行器的图示。在这个说明性示例中，飞行器100具有附连到机身106的机翼102和机翼104。飞行器100包括附连到机翼102的发动机108和附连到机翼104的发动机110。

机身106具有尾段112。水平稳定器114、水平稳定器116和垂直稳定器118被附连到机身106的尾段112。如图所示，飞行器100也包括燃料箱系统120。如图所示，燃料箱系统120包括燃料箱122和燃料箱124。

燃料箱122位于机翼102内，而燃料箱124位于燃料箱系统120中的机翼104内。在这些说明性示例中，燃料箱122和燃料箱124分别由机翼102和机翼104的内侧的密封结构形成。用于燃料箱系统120内的紧固件的密封系统可以根据说明性实施例被实施。

下一步参考图2，根据说明性实施例描绘了制造环境的方框图的图示。在这个说明性示例中，制造环境200可以被用于密封平台201中的紧固件。图1的飞行器100是图2的平台201的物理实施方式的示例。

平台201可以包括燃料箱系统202。图1的燃料箱系统120是图2中的燃料箱系统202的实施方式的示例。燃料箱系统202包括数个燃料箱203。如本文所用的“数个”当针对项目使用时，意思是一个或多个项目。例如，“数个燃料箱203”是一个或多个燃料箱。图1中的燃料箱122和燃料箱124可以是数个燃料箱203中的燃料箱的示例。数个燃料箱203中的燃料箱也可以位于除了飞行器100的机翼102和机翼104的其他位置。例如，燃料箱可以位于飞行器100的机身106内。

在一些说明性示例中，数个紧固件204可以被安装在数个燃料箱203中的燃料箱205内。具体而言，数个紧固件204可以被安装在结构207中形成的数个孔206中。结构207可以是形成或支撑燃料箱205的结构。结构207可以包括数个肋、数个翼梁、数个蒙皮、或其他结构中的至少一个。数个紧固件204可以具有大量紧固件。例如，数个紧固件204可以包括在20000和80000个紧固件之间。当数个紧固件204包括大量紧固件时，对于单个紧固件与制造、密封或检查相关的时间的甚至少量增加，也可以以大量的时间增加总体制造时间。

数个紧固件204具有数个第一端208和数个第二端209。数个第一端208可以延伸到燃料箱205的内部210内。在这些说明性示例中，数个第二端209在燃料箱205的外部211上。

在这个说明性示例中，密封组件212可以被用于数个燃料箱203中的燃料箱205。密封组件212可以是多个密封组件213中的一个。

多个密封组件213可以被用于密封被安装在燃料箱205中的数个紧固件204。更具体而言，多个密封组件213可以被用于密封燃料箱205的结构207中的数个孔206，其中数个紧固件204被安装在数个孔206中。

特别地，密封组件212可以被用于密封在燃料箱205中安装的数个紧固件204中的紧固件。更具体地说，密封组件212可以被用于密封燃料箱205的结构207中的数个孔206中的孔，其中数个紧固件204被安装在数个孔206中。

密封组件212可以被设计成覆盖紧固件215的第一端214。在一些说明性示例中，密封组件212可以与多个密封组件213的其他密封组件相同。在其他说明性示例中，密封组件212可以不同于多个密封组件213的其他密封组件。

例如，多个密封组件213可以被设计成密封数个紧固件204的数个第一端208。在一些说明性示例中，数个紧固件204可以是多种尺寸。例如，数个紧固件204可以具有多种直径。多个密封组件213可以具有多种形状或尺寸的至少一种，以如期望地密封具有多种直径的数个紧固件204。

作为另一个示例，数个第一端208可以具有多种长度。多个密封组件213可以具有多种形状或尺寸的至少一种，以如期望地覆盖和密封数个紧固件204的数个第一端208。

如图所示，密封组件212可以被配置为覆盖数个紧固件204中的紧固件215的第一端214。密封组件212可以形成紧固件215的第一端214与燃料箱205的内部210之间的屏障。

紧固件215的第一端214是从结构207延伸到燃料箱205的内部210内的数个第一端208内的端部。在这些说明性示例中，紧固件215被安装在燃料箱205中的数个孔206内的孔216中。

在该说明性示例中，密封组件212被配置为降低由电磁事件217造成的影响。特别地，密封组件212可以被配置为降低能量218到燃料箱205的内部210内的转移或降低燃料箱205的内部210内的能量218转移。来自由电磁事件217引起的电流的能量218的转移可以进入燃料箱205的内部210。来自在燃料箱205的内部210内的金属部件上积累的静电电荷的能量218的转移可以发生在燃料箱205的内部210内。

在该说明性示例中，电磁事件217可以是，例如但不限于，雷击、静电放电或平台201的其他类型的放电。电磁事件217可以向平台201转移能量218。

在这些说明性示例中，能量218可以采取多种不同的形式。例如，能量218可以是火花、静电放电、热、机械力、移动粒子或在燃料箱205的内部210内不期望的一些其他形式的能量中的至少一个。如本文所用的术语“至少一个”当与项目列表一起使用时，意思是可以使用所列项目的一个或多个的不同组合，并且可以需要列表内每个项目中的仅一个。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可以包括但不限于，项目A、或项目A和项目B。这个示例也可以包括项目A、项目B和项目C，或项目B和项目C。

在一个说明性示例中，响应于电磁事件217，能量粒子可以源于数个紧固件204的数个第一端208的一个或多个。在该说明性示例中，密封组件212被配置为降低和/或阻止能量218被转移到燃料箱205的内部210或在燃料箱205的内部210内被转移。密封组件212被配置为容纳能量218、吸收能量218或两者的组合。通过容纳能量218、吸收能量218或两者组合，能量218到达燃料箱205的内部210的量可以被降低、阻止或降低且阻止两者。在这些说明性示例中，容纳能量218意思是到达燃料箱205的内部210的能量218的量被降低、阻止或降低且阻止两者。

密封组件212的材料220可以被选择以提供期望的特性。在该说明性示例中，密封组件212的材料220可以被选择为一种不保留不期望的电荷量的材料。密封组件212的材料220可以被选择为一种静电导电材料。在一些说明性示例中，材料220可以是聚合物材料222。在一些说明性示例中，当材料220是聚合物材料222时，密封组件212可以是热固性的224或热塑性弹性材料226。

当被加热时，热固性材料可以变硬。热塑性材料在加热时可以变软并且在冷却时变硬。热塑性材料可以能够被反复加热和冷却。

作为另一个示例，密封组件212的材料220可以被选择为具有配置为容纳热能形式的能量218的属性。热能可以是例如火花或加热的气体的形式。

密封组件212的材料220可以针对期望的检查或应用属性而被选择。例如，密封组件212的材料220可以被选择使得密封组件212在固化后基本上是透明的228。当固化后密封组件212基本上是透明的228时，密封组件212可以针对孔隙进行视觉检查。

数个紧固件204可以延伸穿过平台201的表面229。当在燃料箱系统202中存在数个紧固件204时，紧固件215可以延伸穿过燃料箱系统202中的表面229。

虽然已经讨论了数个紧固件204存在于燃料箱系统202中，但是数个紧固件204可以被用于除燃料箱系统202以外的其他位置。在这些其他说明性示例中，表面229可以是除了燃料箱系统202内侧的任意期望的表面。例如，表面229可以是平台201的外部表面。在另一个说明性示例中，表面229可以是平台201的内部表面。

密封组件212采取壳体230的形式。壳体230在安装在紧固件上之前被形成。壳体230可以使用喷射模塑、热塑成形或任意其他期望的制造方式形成。

壳体230可以被定位使得壳体230覆盖紧固件215从表面229延伸的第一端214。壳体230被配置为对表面229施加吸力232。壳体230具有基部233和帽234。基部233可以采取法兰236的形式。当密封组件212被装配在紧固件215上时，基部233接触平台201的表面229。

帽234被配置为覆盖延伸穿过表面229的一部分紧固件215。更具体地说，帽234可以覆盖紧固件215的第一端214。帽234具有第一横截面240和第二横截面242。第一横截面240比第二横截面242更靠近壳体230的基部233。第一横截面240大于第二横截面242。

在一些说明性示例中，帽234可以被称为圆盖(dome)244。在一些说明性示例中，圆盖244可以具有大致圆形的端部。在其他说明性示例中，圆盖244可以具有大体上平坦的端部。在一些说明性示例中，圆盖244可以大体上是圆锥形的。

帽234具有内腔246。内腔246可以被设计为覆盖紧固件215的第一端214。内腔246的形状248可以基于紧固件215被设计。内腔的形状248可以基于紧固件215的第一端214的尺寸、形状或长度中的至少一个而被设计。

内腔246可以被设计从而使得当密封组件212被装配在紧固件215上时，内腔246的一部分接触紧固件215。内腔246可以被设计从而使得内腔246与紧固件215之间的空间250是期望的。空间250可以是帽234的内腔246与紧固件215之间的容积的总量。例如，当密封组件212被安装在紧固件215上时，期望最小化内腔246内的空间250。

密封组件212可以被定位在紧固件215上。在将密封组件212定位在紧固件215上之后，压力可以被施加到帽234，以在紧固件215的第一端214上按压壳体230，使得壳体230的一部分符合紧固件215的一部分。

当在紧固件215的第一端214上按压壳体230时，通过壳体230对表面229施加的吸力232将壳体230保持在紧固件215上。壳体230可以被描述为用作吸杯。

壳体230的材料220可以是柔性的252，使得壳体230作为吸杯。当壳体230的材料220是柔性的252时，帽234的一部分可以符合紧固件215的一部分。

当壳体230由吸力232保持抵靠表面229时，空间250内的气压254低于壳体230的外侧气压256。当气压254低于气压256时，气压254可以被称为负压。壳体230的外侧的气压256可以是大约大气压力。在一些说明性示例中，空间250可以被称为壳体230内部的空间。在其他说明性示例中，空间250可以被称为壳体230与表面229之间的空间。

当气压254低于壳体230的外侧的气压256时，在平台201的操作期间，壳体230可以具有期望的特性。例如，当平台201是飞行器(诸如图1的飞行器100)时，飞行器在飞行时的气压256可以低于飞行器在地面上时的气压。当气压256低于大气压力时，壳体230仍可以具有吸力232。如果气压254和气压256都大约是大气压力，则飞行期间当气压256降低时壳体230可以脱离紧固件215。

当平台201是飞行器时，在飞行器处于巡航高度时，壳体230中的空气将会膨胀。如果气压254是大气压力，则壳体230内的空气可以在飞行期间膨胀并且推挤壳体230。通过推挤壳体230，壳体230内侧的空气可以破坏壳体239的密封。通过气压254低于气压256，壳体230内的空气可以不提供抵靠壳体230的不期望的压力量。

在一些说明性示例中，吸力232单独地可以将壳体230保持在紧固件215上。在一些其他说明性示例中，附加的保持部件可以将壳体230保持在紧固件215上。例如，在内腔246内可以存在压敏黏合剂258。当压敏黏合剂258存在时，压敏黏合剂258和吸力232两者可以将壳体230保持在紧固件215上适当的位置。

压敏黏合剂258可以是永久的或暂时的黏合剂。例如，压敏黏合剂258可以在平台201的整个使用期间继续将壳体230保持在紧固件215上适当的位置处。在其他说明性示例中，压敏黏合剂258可以将壳体230临时地保持在紧固件215上适当的位置处。在一个示例中，黏合剂260可以存在于基部233和表面229之间。在这个示例中，当黏合剂260固化时，压敏黏合剂258可以将壳体230保持在适当的位置。在黏合剂260固化后，黏合剂260和吸力232中的至少一个可以将壳体230保持在紧固件215上适当的位置处。例如，黏合剂260可以是将壳体230保持在紧固件215上适合的位置处的主要部件。黏合剂260是可选的。

在一些说明性示例中，密封组件212可以进一步包括数个自锁法兰262。数个自锁法兰262也可以由材料220形成。数个自锁法兰262可以从壳体230延伸到壳体230的内部264。将壳体230按压在紧固件215的第一端214上可以包括应用壳体230使得数个自锁法兰262接合紧固件215。

在一些说明性示例中，数个自锁法兰262可以为壳体230提供补充保持。在一些说明性示例中，数个自锁法兰262可以为壳体230提供主要保持。在一些说明性示例中，数个自锁法兰262可以与其他保持部件(诸如吸力232、压敏黏合剂258或黏合剂260中的至少一个)结合使用。

数个自锁法兰262可以将壳体230相对于紧固件215定心。通过将壳体230相对于紧固件215定心，数个自锁法兰262可以使空间250最小。

在其他说明性示例中，材料220可以为壳体230提供保持。例如，当基部233由热塑性弹性材料226形成时，基部233可以被加热。通过加热基部233，热塑性弹性材料226可以变软且变粘。通过加热基部233，热塑性弹性材料226可以粘附到表面229。

密封组件212可以以任何期望的方式安装在紧固件215上。在一些说明性示例中，密封组件212可以被手动地按压到紧固件215上。在其他说明性示例中，机械臂266可以在燃料箱系统202内移动密封组件212。机械臂266可以将密封组件212安装到数个紧固件204中的紧固件，诸如紧固件215。

在图2中的制造环境200的图示不意味着暗示了对说明性实施例可以被实施所用的方式上的物理或构架限制。可以使用示出的这些部件之外的其他部件或代替这些部件的其他部件。一些部件可以是不必要的。另外，所表示的方框说明一些功能性部件。当在说明性实施例中实施时，这些方框的一个或多个可以组合、拆分或组合和拆分成不同的方框。

例如，数个自锁法兰262、黏合剂260和压敏黏合剂258的每个都可以是可选的。在一些说明性示例中，密封组件212可以包括加热的热塑性弹性材料226的基部233、数个自锁法兰262、黏合剂260或压敏黏合剂258中的至少一个。此外，在一些说明性示例中，密封组件212可以都不包括加热的热塑性弹性材料226的基部233、数个自锁法兰262、黏合剂260或压敏黏合剂258。

现在转向图3，根据说明性实施例描绘了密封组件的横截面图的图示。密封组件300可以是图2的密封组件212的物理实施方式。密封组件300包括放置在紧固件304上的壳体302。紧固件304的第一端306延伸穿过表面308。如图所示，壳体302处于未安装的位置。为了使用壳体302密封紧固件304，壳体302可以沿方向310被按压到紧固件304上。当壳体302沿方向310被按压时，壳体302可以被放置到安装位置。

壳体302包括帽312和基部314。如图所示，数个自锁法兰315从壳体302延伸到壳体302的内部316。此外，黏合剂318被定位在基部314与表面308之间。

当壳体302沿方向310被按压时，由壳体302产生的吸力可以将壳体302保持在相对于表面308和紧固件304的适当位置，同时黏合剂318固化。当壳体302被安装在紧固件304上时，数个自锁法兰315、黏合剂318或吸力中的至少一个可以将壳体302保持在相对于表面308与紧固件304适当的位置。

现在转向图4，根据说明性实施例描绘了密封组件的横截面图示。密封组件400可以是图2的密封组件212的物理实施方式。密封组件400包括放置在紧固件404上的壳体402。紧固件404的第一端406延伸穿过表面408。如图所示，壳体402处于未安装位置。为了使用壳体402密封紧固件404，壳体402可以沿方向410被按压到紧固件404上。

壳体402包括帽412和基部414。如图所示，黏合剂416被定位在基部414和表面408之间。

当壳体402沿方向410被按压时，由壳体402产生的吸力可以将壳体402保持在相对于表面408和紧固件404的适当位置，同时黏合剂416固化。当壳体402被安装在紧固件404上时，黏合剂416或吸力的至少一个可以将壳体402保持在相对于表面408和紧固件404的适当位置。

现在转向图5，根据说明性实施例描绘了密封组件的横截面图示。密封组件500可以是图2的密封组件212的物理实施方式。密封组件500包括放置在紧固件504上的壳体502。紧固件504的第一端506延伸穿过表面508。如图所示，壳体502处于未安装位置。为了使用壳体502密封紧固件504，壳体502可以沿方向510被按压到紧固件504上。

壳体502包括帽512和基部514。如图所示，数个自锁法兰515从壳体502延伸到壳体502的内部516。当壳体502被安装在紧固件504上时，数个自锁法兰515或吸力中的至少一个将壳体502保持在相对于表面508和紧固件504的适当位置。

现在转向图6，根据说明性实施例描绘了密封组件的横截面图示。密封组件600可以是图2的密封组件212的物理实施方式。密封组件600包括放置在紧固件604上的壳体602。紧固件604的第一端606延伸穿过表面608。如图所示，壳体602处于未安装位置。为了使用壳体602密封紧固件604，壳体602可以沿方向610被按压到紧固件604上。

壳体602包括帽612和基部614。当壳体602沿方向610被按压时，由壳体602产生的吸力可以将壳体602保持在相对于表面608和紧固件604的适当位置。

现在转向图7，根据说明性实施例描绘了已安装的密封组件的等轴视图的图示。已安装的密封组件700可以是图2的密封组件212的物理实施方式。已安装的密封组件700可以是图4的密封组件400或图6的密封组件600处于安装状态的示例。

已安装的密封组件700包括壳体702，壳体702具有帽704和基部706。在这个安装的状态中，基部706基本上平坦地抵靠表面708。

通过吸力或被定位在基部706与表面708之间的黏合剂中的至少一个，已安装的密封组件700可以被保持在紧固件714上适当位置处。如图所示，紧固件716仍未密封。在一些说明性示例中，与已安装的密封组件700基本上相同的密封剂组件可以被用于密封紧固件716。在其他说明性示例中，紧固件714与紧固件716可以不同。例如，从表面708延伸的紧固件716的长度可以大于从表面708延伸的紧固件714的长度。在其他说明性示例中，紧固件714与紧固件716可以具有不同的直径。当紧固件714与紧固件716不同时，密封紧固件716的密封组件可不同于密封组件700。例如，密封组件的基部尺寸、帽形状、内部腔室形状或其他期望的特性中的至少一个可以不同于密封组件700。

如图所示，密封组件700的壳体702是透明的718。当壳体702是透明的718时，壳体702的检查可以比如果壳体702不是透明的718更快。例如，当壳体702是透明的718时，超出公差的情况可以通过壳体702可见。

现在转向图8，根据说明性实施例描绘了已安装的密封组件的横截面视图的图示。视图800可以是图7的密封组件700沿8的横截面视图。

如图所示，壳体702的部分802接触紧固件714的部分804。壳体702与表面708之间的空间806期望是小的。使空间806最小化也可以最小化帽704的内部腔室808内的空气的量。帽704的内部腔室808内的空间806也期望地具有低于大气压力的气压。

图1和图3-8中所示的不同的部件可以与图2中的部件组合、与图2中的部件一起使用或两者的组合。此外，图1和图3-8中的一些部件可以是图2中方框形式中示出的部件如何可以被实施为物理结构的说明性示例。

现在转向图9，根据说明性实施例描绘了用于密封延伸穿过表面的紧固件的方法的流程图的图示。过程900可以是密封图2的紧固件215的过程。过程900可以是密封图1的飞行器100中的紧固件的过程。

过程900可以将壳体按压在紧固件的端部上，使得壳体的一部分符合紧固件的一部分，该壳体包括基部和帽(操作902)。在一些说明性示例中，将壳体按压在紧固件的端部上包含在紧固件的端部上应用壳体，使得壳体与表面之间的空间具有比壳体的外侧气压更低的气压。

在一些说明性示例中，数个自锁法兰从壳体延伸到壳体的内部内，并且将壳体按压在紧固件的端部上包含应用壳体，使得数个自锁法兰与紧固件接合。在一些说明性示例中，接合紧固件的数个自锁法兰相对于紧固件保持壳体，同时壳体与表面之间的黏合剂固化。

然后，过程900可以通过由壳体向表面施加的吸力将壳体保持在紧固件上(操作904)。之后，该过程终止。在一些说明性示例中，吸力相对于紧固件保持壳体，同时壳体与表面之间的黏合剂固化。

在不同的描绘的实施例中的流程图和方框图说明了说明性实施例中的装置和方法的一些可能实施方式的构架、功能和操作。就此而言，流程图或方框图中的每个方框可以表示模块、区段、功能和/或操作或步骤的一部分。

在说明性实施例的一些可替换实施方式中，方框中注明的一项或多项功能可以不按图中所注的顺序发生。例如，在一些情况下，连续示出的两个方框可以基本上同时被执行，或有时这些方框可以按照相反的顺序被执行，这取决于涉及的功能。并且，除了流程图或方框图中所示出的方框，也可以增加其他方框。另外，一些方框可以不被实施。例如，过程900可以进一步包含将黏合剂应用到壳体的基部。

本公开的说明性实施例可以被描述在图10中所示的飞行器制造和维护方法100和图11所示的飞行器1000的背景中。首先转向图10，根据说明性实施例描绘了飞行器制造和维护方法的方框图。预生产过程中，飞行器制造和维护方法1000可以包括图11中飞行器1100的规格和设计1002以及材料采购1004。

在生产过程中，发生图11中的飞行器1100的部件和子组件制造1006以及系统整合1008。此后，图11中的飞行器1100可经过认证和交付1010以为了投入使用1012。当顾客使用1012时，图11中的飞行器1100有计划地进行日常维修和维护1014，其可以包括改进、重配置、翻新等其他维修和维护。

飞行器制造和维护方法1000的每一个过程都可以由系统集成商、第三方和/或操作者(例如用户)来执行或进行。在这些示例中，操作者可以是顾客。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的销售商、分包商以及供应商；并且操作者可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。

现在参考图11，描绘了飞行器的方框图，其中说明性实施例可以被实施。在这些示例中，飞行器1100通过图10中的飞行器制造和维护方法1000生产并且可以包括具有多个系统1104和内部1106的机身1102。系统1104的示例包括推进系统1108、电气系统1110、液压系统1112、和环境系统1114中的一个或多个。任意数量的其他系统可被包括在内。尽管示出了航空航天示例，但不同的说明性实施例可以被应用到其他工业，诸如汽车工业。

本文中体现的装置和方法可以被运用在图10的飞行器制造和维护方法1000的至少一个阶段。在部件和子组件制造1006期间，可以使用一个或多个说明性实施例。例如，图2的密封组件212可以被用于在部件和子组件制造1006期间密封紧固件。此外，密封组件212也可以被用于在维修和维护1014期间密封紧固件。

所提出的方法和装置可以减少密封紧固件所需的时间的量。进一步，所提出的密封组件可以减少为密封紧固件进行的培训或经历。密封组件可以通过被按压在紧固件上而密封该紧固件。将密封组件按压在紧固件上可以通过手工或通过机器人系统不到一分钟即可实施。在一些说明性示例中，密封组件可以在十秒内或更短的时间内被按压在紧固件上。

通过使用预成形壳体，过量的密封剂可以不会发生。因此，提出的密封组件可以不具有密封剂成形、混合或密封剂移除步骤。通过消除密封剂成形、混合或密封剂移除步骤，密封紧固件可以具有较低的密封时间。

所提出的方法和装置也可以减少制造燃料箱系统的时间的量。密封组件可以被应用到紧固件的端部上。通过使用密封组件，诸如预模塑的壳体，紧固件可以在少于手动应用常规密封帽所需的时间内被密封。手动应用常规的密封帽每次可以耗费多达二十分钟。应用常规的密封帽所需的时间可以与在燃料箱系统中的位置、被覆盖的端部的尺寸、期望的表面处理或其他因素中的至少一个相关。

通过使用密封组件，该应用过程可以被降低到对于每个紧固件小于一分钟。因此，用于紧固件的密封时间也可以被降低。通过降低密封时间，燃料箱系统的制造时间可以被降低。通过降低密封时间，燃料箱系统的制造时间可以被降低几百个小时。在一些说明性示例中，燃料箱系统的制造时间可以被降低多于1000小时。

更进一步，通过提供透明的密封组件，检查时间可以降低。通过降低检查时间，制造时间可以进一步被降低。

不同示例性实施例的说明被呈现用于说明和描述目的，并且不旨在穷举或者限制公开形式的实施例。多种修改和改变对于本领域普通技术人员来说是显而易见的。而且，与其它说明性实施例相比，不同示例性实施例可以提供不同特征。所选的一个或更多个实施例被选择和描述，以最好地解释实施例的原理、实际应用，并且使能本领域普通技术人员理解到具有各种修改的各种实施例也适于所预期的特定使用。