一种飞机电连接器接触可靠性测试仪及其检测方法

摘要

一种飞机电连接器接触可靠性测试仪及其检测方法，飞机电连接器接触可靠性测试仪，包括：连接柱，所述连接柱内设置有供气体通过的通气道；弹片检测机构，包括：设置在所述连接柱上且与所述通气道相连通的气囊，所述气囊沿所述连接柱其长度方向延伸；所述气囊具有充气状态和放气状态；在所述充气状态，所述气囊充气以推动电气插孔的弹片朝向电气插孔上的触点移动；在所述放气状态，所述气囊放气远离所述弹片，所述弹片恢复初始位置以远离触点；压力检测机构；充放气机构；变温机构。以解决现有技术中用于检测飞机电连接器接触可靠性的测试仪会磨损电气插孔，且现有技术中的检测仪无法有效地模拟实际使用工况的问题。

权利要求

1.一种飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，包括：连接柱(1)，所述连接柱(1)内设置有供气体通过的通气道(2)；

弹片检测机构，包括：设置在所述连接柱(1)上且与所述通气道(2)相连通的气囊(3)，所述气囊(3)沿所述连接柱(1)的长度方向延伸；所述气囊(3)具有充气状态和放气状态；在所述充气状态，所述气囊(3)充气以推动电气插孔(5)的弹片(6)朝向电气插孔(5)上的触点移动；在所述放气状态，所述气囊(3)放气远离所述弹片(6)，所述弹片(6)恢复初始位置以远离触点；

压力检测机构，用于检测所述气囊(3)内气体的气压值；

充放气机构(4)，与所述通气道(2)相连通，用于对所述气囊(3)充气或放气；

变温机构，包括：变温棒(7)和/或空调器；

所述变温棒(7)上设置有用于对所述变温棒(7)加热的加热丝，以及用于对所述变温棒(7)制冷的制冷丝；

所述空调器设置在所述通气道(2)和所述充放气机构(4)之间，用于对进入所述通气道(2)内的气体加热或制冷。

2.根据权利要求1所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述连接柱(1)包括：握持部(8)，以及设置在所述握持部(8)上的柱状连接部(9)；所述气囊(3)为套置在所述柱状连接部(9)上的环形结构，所述柱状连接部(9)的直径小于所述握持部(8)的直径。

3.根据权利要求2所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述柱状连接部(9)的周向方向上均布有多个与所述通气道(2)相连通的通孔。

4.根据权利要求1所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述气囊(3)为沿所述连接柱(1)的长度方向延伸的条状结构，且所述气囊(3)为至少两个，并沿所述连接柱(1)的周向方向布置；

所述通气道(2)为至少两条，且每条所述通气道(2)与一个所述气囊(3)相连通；

所述充放气机构(4)包括多个单独设置的充气管，每个所述充气管均与所述连接柱(1)上的其中一个通气道(2)对应设置，分别对每个所述气囊(3)充气或放气。

5.根据权利要求4所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述气囊(3)为四个，且每个所述气囊(3)分别与电气插孔(5)内的其中一个弹片(6)对应设置。

6.根据权利要求4所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，还包括：气囊限位挡件(10)，所述气囊限位挡件(10)为设置在所述连接柱(1)的长度方向上的挡板；所述弹片检测机构处于准备检测状态下，所述弹片(6)的侧部与所述气囊限位挡件(10)相抵接，以限制所述连接柱(1)的周向位置使所述气囊(3)与所述弹片(6)相对设置。

7.根据权利要求1所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述压力检测机构为设置在每条所述通气道(2)上的压力表。

8.根据权利要求1所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪，其特征在于，所述加热丝和所述制冷丝设置在所述变温棒(7)内部，所述变温棒(7)为导热材料。

9.一种应用权利要求4至6中任一项所述的飞机电连接器接触可靠性测试仪的检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，通过变温机构对所述电气插孔(5)上的弹片(6)加热；

S2，通过所述充放气机构(4)向所述气囊(3)内充入气体，每个所述气囊(3)内的气压均到达预设气压值；在所述预设气压值下，所述气囊(3)与电气插孔(5)内的弹片(6)相抵接，以推动所述弹片(6)处于通电状态；

S3，依次降低每个所述气囊(3)内的气压值，得到飞机电连接器处于通电状态下，每个所述弹片(6)对应气囊(3)的触发通电气压值；

S4，将每个所述气囊(3)的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值小于所述标准气压值则与该气囊(3)相对应的所述弹片(6)不合格；

S5，将每个所述气囊(3)的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值大于或等于所述标准气压值则与该气囊(3)相对应的所述弹片(6)合格；

S6，通过变温机构对所述电气插孔(5)上的弹片(6)制冷，并重复步骤S1至步骤S5。

说明书

一种飞机电连接器接触可靠性测试仪及其检测方法

技术领域

[0001] 本发明涉及电连接器检测技术领域，具体涉及一种飞机电连接器接触可靠性测试仪及其检测方法。

背景技术

[0002] 飞机电连接器接触可靠性测试仪是用于检测飞机电气插孔的接触可靠性的检测设备。飞机电连接器由电气插孔与插针组成，飞机电气插孔内的弹片与插针抵接相连，插针
使弹片发生形变与触点电连接，使电连接器通电。电连接器长时间插拔、振动或者自然老化
影响下，使得电气插孔其正压力降低，接触点接触面积减小，从而导致“扩孔”现象。最终导
致接触电阻变大，造成插头接触可靠性降低，造成严重的安全隐患。

[0003] 现有技术中，采用检测插针替代飞机电连接器的插针从而测试电连接器接触可靠性。检测插针由多种不同直径的检测针组成，通过将不同直径的检测针依次插入电气插孔
内，从而得出电气插孔的“扩孔”程度。但是，现有技术中的检测插针在检测过程中，需要反
复与电气插孔插拔磨损电气插孔。而且，现有技术中的检测插针无法模拟飞机电连接器在
实际使用过程中的工况。飞机电连接器需要在极端温度下也可以实现飞机电气插针和飞机
电气插孔的插拔动作，以保证在极低和较高温度下电连接器可以实现通电动作，并保持该
通电状态。现有技术中的检测插针无法有效地模拟上述工况。

发明内容

[0004] 本发明旨在提供一种飞机电连接器接触可靠性测试仪及其检测方法，以解决现有技术中用于检测飞机电连接器接触可靠性的测试仪会磨损电气插孔，且现有技术中的检测
仪无法有效地模拟实际使用工况的问题。为此，本发明提供一种飞机电连接器接触可靠性
测试仪，包括：

[0005] 连接柱，所述连接柱内设置有供气体通过的通气道；

[0006] 弹片检测机构，包括：设置在所述连接柱上且与所述通气道相连通的气囊，所述气囊沿所述连接柱的长度方向延伸；所述气囊具有充气状态和放气状态；在所述充气状态，所
述气囊充气以推动电气插孔的弹片朝向电气插孔上的触点移动；在所述放气状态，所述气
囊放气远离所述弹片，所述弹片恢复初始位置以远离触点；

[0007] 压力检测机构，用于检测所述气囊内气体的气压值；

[0008] 充放气机构，与所述通气道相连通，用于对所述气囊充气或放气；

[0009] 变温机构，包括：变温棒和/或空调器；

[0010] 所述变温棒上设置有用于对所述变温棒加热的加热丝，以及用于对所述变温棒制冷的制冷丝；

[0011] 所述空调器设置在所述通气道和所述充放气机构之间，用于对进入所述通气道内的气体加热或制冷。

[0012] 可选的，所述连接柱包括：握持部，以及设置在所述握持部上的柱状连接部；所述气囊为套置在所述柱状连接部上的环形结构，所述柱状连接部的直径小于所述握持部的直
径。

[0013] 可选的，所述柱状连接部的周向方向上均布有多个与所述通气道相连通的通孔。

[0014] 可选的，所述气囊为沿所述连接柱的长度方向延伸的条状结构，且所述气囊为至少两个，并沿所述连接柱的周向方向布置；

[0015] 所述通气道为至少两条，且每条所述通气道与一个所述气囊相连通；

[0016] 所述充放气机构包括多个单独设置的充气管，每个所述充气管均与所述连接柱上的其中一个通气道对应设置，分别对每个所述气囊充气或放气。

[0017] 可选的，所述气囊为四个，且每个所述气囊分别与电气插孔内的其中一个弹片对应设置。

[0018] 可选的，飞机电连接器接触可靠性测试仪，还包括：

[0019] 气囊限位挡件，所述气囊限位挡件为设置在所述连接柱的长度方向上的挡板；所述弹片检测机构处于准备检测状态下，所述弹片的侧部与所述气囊限位挡件相抵接，以限
制所述连接柱的周向位置使所述气囊与所述弹片相对设置。上述准备检测状态为：所述气
囊内未被充气，气囊远离弹片；但是所述气囊正好与所述弹片相对。

[0020] 可选的，所述压力检测机构为设置在每条所述通气道上的压力表。

[0021] 可选的，所述加热丝和所述制冷丝设置在所述变温棒内部，所述变温棒为导热材料。

[0022] 飞机电连接器接触可靠性测试仪的检测方法，包括以下步骤：

[0023] S1，通过变温机构对所述电气插孔上的弹片加热；

[0024] S2，通过所述充放气机构向所述气囊内充入气体，每个所述气囊内的气压均到达预设气压值；在所述预设气压值下，所述气囊与电气插孔内的弹片相抵接，以推动所述弹片
处于通电状态；

[0025] S3，依次降低每个所述气囊(3)内的气压值，得到飞机电连接器处于通电状态下，每个所述弹片(6)对应气囊(3)的触发通电气压值；

[0026] S4，将每个所述气囊的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值小于所述标准气压值则与该气囊相对应的所述弹片不合格；

[0027] S5，将每个所述气囊的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值大于或等于所述标准气压值则与该气囊相对应的所述弹片合格；

[0028] S6，通过变温机构对所述电气插孔上的弹片制冷，并重复步骤S1至步骤S5。

[0029] 本发明技术方案，具有如下优点：

[0030] 1.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，包括：连接柱，所述连接柱内设置有供气体通过的通气道；弹片检测机构，包括：设置在所述连接柱上且与所述通气道相连
通的气囊，所述气囊沿所述连接柱的长度方向延伸；所述气囊具有充气状态和放气状态；在
所述充气状态，所述气囊充气以推动电气插孔的弹片朝向电气插孔上的触点移动；在所述
放气状态，所述气囊放气远离所述弹片，所述弹片恢复初始位置以远离触点；压力检测机
构，用于检测所述气囊内气体的气压值；充放气机构，与所述通气道相连通，用于对所述气
囊充气或放气；变温机构，包括：变温棒和/或空调器；所述变温棒上设置有用于对所述变温
棒加热的加热丝，以及用于对所述变温棒制冷的制冷丝；所述空调器设置在所述通气道和
所述充放气机构之间，用于对进入所述通气道内的气体加热或制冷。

[0031] 现有技术中采用由多种不同直径的硬质材料检测针从而测量电气插孔的“扩孔”程度，从而判断该电气插孔是否需要更换。但是，由于现有技术中的检测针为硬质材料，在
多种不同直径的检测针反复插拔的过程中，检测针反复插拔也会磨损电气插孔的弹片，影
响电气插孔的使用寿命。在本申请中，采用气囊的充放气从而测试弹片的形变老化程度，上
述气囊在充入定量气体的充气状态下处于膨胀状态，从而测试电气插孔是否处于导通状
态。而在本发明中连接柱的直径小于电气插孔的直径，当气囊处于放气状态下，气囊与弹片
之间不接触所以本发明中的连接柱在插拔过程中不会损伤弹片。

[0032] 另外，在飞机电连接器的使用过程中多为极端温度，如何检测在极低和较高温度下电连接器可以实现通电动作是急需解决的技术问题。现有技术中的检测插针无法模拟飞
机电连接器在极端环境下的使用工况。在本发明中通过变温机构可以有效地对弹片加热或
者制冷，使飞机电连接器处于极端环境的使用工况，从而模拟飞机电连接器的实际使用工
况。而且，变温机构，包括：变温棒和/或空调器；通过将变温棒插入电气插孔内使其对弹片
加热或者制冷，可以快速准确得模拟极端工况。此外，还可以在通气道和充放气机构之间设
置空调器，上述空调器可以对充入气囊内的空气加热或制冷，从而模拟飞机电连接器的使
用工况，以检测飞机电连接器在极端环境下的可靠性。

[0033] 2.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，所述连接柱包括：握持部，以及设置在所述握持部上的柱状连接部；所述气囊为套置在所述柱状连接部上的环形结构，所
述柱状连接部的直径小于所述握持部的直径。

[0034] 通过将柱状连接部的直径设置为小于握持部的直径，可以使柱状连接部插入电气插孔内，并使握持部与电气插孔的开口边缘相抵接。使柱状连接部插入电气插孔时，柱状连
接部和弹片不接触，只有在气囊内充入气体后上述气囊和弹片才相互抵接，从而触发弹片
运动，使飞机电连接器通电。

[0035] 3.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，所述柱状连接部的周向方向上均布有多个与所述通气道相连通的通孔。

[0036] 上述均匀布置在柱状连接部上的多个通孔，通过设置多个通孔可以使气体均匀地进入气囊中。

[0037] 4.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，所述气囊为沿所述连接柱的长度方向延伸的条状结构，且所述气囊为至少两个，并沿所述连接柱的周向方向布置；所述通
气道为至少两条，且每条所述通气道与一个所述气囊相连通；所述充放气机构包括多个单
独设置的充气管，每个所述充气管均与所述连接柱上的其中一个通气道对应设置，分别对
每个所述气囊充气或放气。

[0038] 在本发明中气囊为至少两个，并且每个气囊与其中一个弹片对应设置，同时每个气囊均与一个单独的通气道相连通。而且，充放气机构与每条所述通气道分别相连通，从而
向每个气囊内充入不等量的气体。本发明中的压力检测机构检测所述气囊内气体的气压
值，比较检测到的气压值与弹片处于可以正常使用的预设气压值比较。当检测到的气压值
小于预设气压值时，则证明该弹片发生老化变形的问题，该弹片在较小的作用力驱动下即
可发生形变，证明该弹片发生“扩孔”问题。通过上述相互独立的气囊以及可以分别检测每
个气囊的压力检测机构，可以有效地分别检测每一个弹片是否具有“扩孔”问题，从而可以
实现对单个弹片的检测，在检测出问题之后无需更换整个电气插孔，只需要更换电气插孔
的单个弹片即可。因为飞机电连接器其生产制造成本较高，通过更换单个弹片可以有效地
降低维修成本。

[0039] 5.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，还包括：气囊限位挡件，所述气囊限位挡件为设置在所述连接柱长度方向上的挡板；所述弹片检测机构处于准备检测状态
下，所述弹片的侧部与所述气囊限位挡件相抵接，以限制所述连接柱的周向位置使所述气
囊与所述弹片相对设置。

[0040] 上述具有气囊限位挡件的连接柱插入电气插孔后，可以转动该连接柱使其沿自身周向方向转动，直到气囊限位挡件与弹片相抵接。此时，所述气囊与所述弹片相对设置，从
而使气囊可以有效地检测与其相对的该弹片是否发生“扩孔”问题。

[0041] 6.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪，所述加热丝和所述制冷丝设置在所述变温棒内部，所述变温棒为导热材料。

[0042] 通过将加热丝和制冷丝设置在变温棒内部，通过上述加热丝和制冷丝对变温棒加热或者制冷，再通过变温棒从而对弹片加热或者制冷，上述方式可以使弹片受到的制热或
者制冷效果更均匀。

[0043] 7.本发明提供的飞机电连接器接触可靠性测试仪的检测方法，包括以下步骤：S1，通过变温机构对所述电气插孔上的弹片加热；S2，通过所述充放气机构向所述气囊内充入
气体，每个所述气囊内的气压均到达预设气压值；在所述预设气压值下，所述气囊与电气插
孔内的弹片相抵接，以推动所述弹片处于通电状态；S3，依次降低每个所述气囊内的气压
值，得到飞机电连接器处于通电状态下，每个所述弹片对应气囊的触发通电气压值；S4，将
每个所述气囊的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值小于
所述标准气压值则与该气囊相对应的所述弹片不合格；S5，将每个所述气囊的所述触发通
电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值大于或等于所述标准气压值则与
该气囊相对应的所述弹片合格；S6，通过变温机构对所述电气插孔上的弹片制冷，并重复步
骤S1至步骤S5。

[0044] 预先测量弹片未发生松动变形下，触发飞机电连接器通电时气囊的标准气压值。并且，通过变温机构对所述电气插孔上的弹片加热或者制冷，可以有效地模拟飞机电连接
器的实际使用工况。进而，再通过上述检测方法以测量每个所述气囊的触发通电气压值。将
每个所述气囊的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值大于
或等于所述标准气压值则与该气囊相对应的所述弹片合格；如果所述触发通电气压值小于
所述标准气压值则与该气囊相对应的所述弹片不合格。

附图说明

[0045] 为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述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
附图是本发明的一些实施方式，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。

[0046] 图1为本发明提供的单气囊结构的飞机电连接器接触可靠性测试仪其产品结构示意图；

[0047] 图2为本发明提供的变温棒其结构示意图；

[0048] 图3为本发明提供的电气插孔其结构示意图；

[0049] 图4为本发明提供的电气插孔上弹片的布置位置示意图；

[0050] 图5为本发明提供的多气囊结构的飞机电连接器接触可靠性测试仪的产品结构示意图；

[0051] 图6为本发明提供的具有多个通气道的连接柱其纵截面剖视图。

[0052] 附图标记说明：

[0053] 1‑连接柱；2‑通气道；3‑气囊；4‑充放气机构；5‑电气插孔；6‑弹片；7‑变温棒；8‑握持部；9‑柱状连接部；10‑气囊限位挡件。

具体实施方式

[0054] 下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。

[0055] 在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“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”、“第二”、
“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

[0056] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可
以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是
两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本
发明中的具体含义。

[0057] 此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

[0058] 实施例1

[0059] 记载了一种飞机电连接器接触可靠性测试仪，如图3至图6所示，其包括：

[0060] 连接柱1，所述连接柱1内设置有供气体通过的通气道2；

[0061] 弹片检测机构，包括：设置在所述连接柱1上且与所述通气道2相连通的气囊3，所述气囊3沿所述连接柱1其长度方向延伸；所述气囊3具有充气状态和放气状态；在所述充气
状态，所述气囊3充气以推动如图3和图4所述的电气插孔5其弹片6朝向电气插孔5上的触点
移动；在所述放气状态，所述气囊3放气远离所述弹片6，所述弹片6恢复初始位置以远离触
点；所述气囊3为沿所述连接柱1其长度方向延伸的条状结构，且所述气囊3为4个，并沿所述
连接柱1其周向方向布置；所述通气道2为4条，且每条所述通气道2与一个所述气囊3相连
通；

[0062] 压力检测机构，用于检测所述气囊3内气体的气压值；所述压力检测机构为设置在每条所述通气道2上的压力表；

[0063] 充放气机构4，与所述通气道2相连通，用于对所述气囊3充气或放气；所述充放气机构4包括多个单独设置的充气管，每个所述充气管均与所述连接柱1上的其中一个通气道
2对应设置，分别对每个所述气囊3充气或放气；

[0064] 变温机构，如图2所示，其包括：变温棒7；所述变温棒7上设置有用于对所述变温棒7加热的加热丝，以及用于对所述变温棒7制冷的制冷丝；所述加热丝和所述制冷丝设置在
所述变温棒7内部，所述变温棒7为导热材料；

[0065] 气囊限位挡件10，所述气囊限位挡件10为设置在所述连接柱1其长度方向上的挡板；所述弹片检测机构处于准备检测状态下，所述弹片6的侧部与所述气囊限位挡件10相抵
接，以限制所述连接柱1的周向位置使所述气囊3与所述弹片6相对设置。

[0066] 飞机电连接器接触可靠性测试仪的检测方法，包括以下步骤：

[0067] S1，通过变温机构对所述电气插孔5上的弹片6加热；

[0068] S2，通过所述充放气机构4向所述气囊3内充入气体，每个所述气囊3内的气压均到达预设气压值；在所述预设气压值下，所述气囊3与电气插孔5内的弹片6相抵接，以推动所
述弹片6处于通电状态；

[0069] S3，依次降低每个所述气囊3内的气压值，得到飞机电连接器处于通电状态下，每个所述弹片6对应气囊3的触发通电气压值；

[0070] S4，将每个所述气囊3的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值小于所述标准气压值则与该气囊3相对应的所述弹片6不合格；

[0071] S5，将每个所述气囊3的所述触发通电气压值与标准气压值相比较，如果所述触发通电气压值大于或等于所述标准气压值则与该气囊3相对应的所述弹片6合格；

[0072] S6，通过变温机构对所述电气插孔5上的弹片6制冷，并重复步骤S1至步骤S5。

[0073] 当然，本实施例对变温机构的结构不做具体限定，在其它实施例中，变温机构，包括：空调器；所述空调器设置在所述通气道2和所述充放气机构4之间，用于对进入所述通气
道2内的气体加热或制冷。

[0074] 实施例2

[0075] 本实施例与实施例1的区别在于，如图1所示，所述连接柱1包括：握持部8，以及设置在所述握持部8上的柱状连接部9；所述气囊3为套置在所述柱状连接部9上的环形结构，
所述柱状连接部9的直径小于所述握持部8的直径。所述柱状连接部9其周向方向上均布有
多个与所述通气道2相连通的通孔。

[0076] 显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或
变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或
变动仍处于本发明创造的保护范围之中。