具有不同的接合和操作保持力的飞机电连接器

摘要

本发明提供飞机电源系统，其包括飞机电连接器(100)，飞机电连接器(100)具有能够灵巧地接合飞机的部件和强大的保持力。飞机电源系统可包括具有独特的偏移机械装置(104)和模块化结构的飞机电连接器，其中，偏移机械装置被配置为将不同的作用力施加到来自飞机的匹配电连接器上。偏移机械装置可有效地连接到可由操作者容易地接合的手柄(118)或触发器上。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请主张2009年12月22日提交的、名称为“具有不同的接合和操作保持力的飞机电源连接器”的美国专利申请12/645,451的优先权，其为2007年3月2日提交的、名称为“具有不同的接合和操作保持力的飞机电源连接器”的美国专利申请11/681,674的部分继续申请，美国专利申请11/681,674主张2006年3月13日提交的美国临时专利申请60/781,842的优先权，在此通过引用的方式将上述两个申请的全部内容合并到本申请中。

技术领域

本申请通常涉及飞机电连接件。具体地说，其中公开了具有不同的接合和保持力的飞机电源连接器的实施例。

背景技术

本部分是为了向读者介绍与在下文中所描述和/或声明的本系统和技术的各个方面相关的技术的各个方面。相信这种探讨有助于向读者提供背景信息从而帮助读者更好地理解本发明内容的各个方面。因此，应当理解，这些声明是为了便于阅读，而不是对现有技术的承认。

当维修飞机(如军用飞机或商用客机)时，固定电源系统(如桥安装电源系统)、固定式中心电源系统或移动地面电源车可以提供基本操作所需的电源而不使用飞机的引擎为飞机供电。电源可包括发电机(如柴油机或汽油机驱动的发电机)或电力网。典型地，飞机通过电连接器匹配的方式电连接到地面电源。现有地面电源连接器典型地包括开孔，穿过开孔连接在电气飞机上的连接器。与将地面电源与飞行相连接有关的反复的连接和分离可能会磨损连接器，实际上限制了可以在飞机和地面电源之间设置的连接器的数量。此外，由于连接器的结构，连接地面电源与飞机所需的力常常等于保持力，这可能会在操作者可能会不能够施加连接和分离时所必需的力的情况下带来困难。

发明内容

提供了在飞机维修时为飞机供电的系统。该系统可包括，在其他的特征中，具有第一电连接器、配置以将第一电连接器在具有第一保持力的第一位置和具有第二保持力的第二位置之间移动的触发器的飞机电连接器。第二保持力可低于第一保持力，从而允许操作者容易地从飞机上连接和分离连接器。

系统被提供为包括具有第一电连接器和偏移机械装置的飞机电连接器，所述偏移机械装置被配置为以相对于飞机电连接器的连接轴的第一方向上横向地移动第一电连接器。触发器被连接到偏移机械装置。

系统被提供以包括飞机电连接器，在其他的特征中，飞机电连接器具有被配置以与第一匹配连接器相连的第一电连接器，被配置以在第一位置和第二位置之间移动的偏移机械装置，其中，第一位置具有在第一电连接器和第一匹配连接器之间的第一保持力，第二位置具有在第一电连接器和第一匹配连接器之间的第二保持力，并且第二保持力大于第一保持力。触发器被连接到偏移机械装置。

附图说明

当参考附图来阅读如下详细的说明时，本发明的这些和其他的特征、方面和优点将变得更好理解，在所有附图中，相同的特征代表相同的部件，其中：

图1为根据本技术制造的飞机电连接器的实施例的立体图，飞机电连接器被阐明为被安装在邻近传统的机上飞机电连接器的位置；

图2为图1中阐明的飞机电连接器和机上飞机电连接器的大体上的顶部俯视图；

图3为图1中阐明的飞机电连接器和机上飞机电连接器的大体上的侧面高程视图，其中所述飞机电连接器和机上飞机电连接器被阐明为被电连接的；

图4为在接合位置处所阐明的图2中的飞机电连接器和机上飞机电连接器的立体图；

图5为图3中的飞机电连接器的大体上的侧面高程视图，阐明了一个在锁定位置的独特的偏移机械装置的实施例；

图6为图5中的飞机电连接器的放大的、局部的、大体上的侧面高程视图，根据本技术的一个方面阐明了偏移机械装置的实施例的部分的实施例；

图7为图3中的飞机电连接器的放大的、局部的、大体上的侧面高程视图，阐明了图1中的飞机电连接器的偏移机械装置的其中一个杠杆臂的第一末端部分的连接，其被阐明为安装在力传动装置凸轮盘构件的其中一个末端上，该末端通过扣环或卡环构件向外突出穿过飞机电连接器外壳的侧壁部分；

图8为飞机电连接器的独特的偏移机械装置的一个实施例的其中一个大体上为L形的控制杆部件的侧面高程视图；

图9为飞机电连接器的独特的偏移机械装置的实施例的力传动装置凸轮盘构件的顶部俯视图；

图10为图9中阐明的力传动装置凸轮盘构件的侧面高程视图；

图11为扣环或卡环构件的立体图，该扣环或卡环构件用于将飞机电连接器的独特的偏移机械装置的实施例的零部件固定在一起；

图12为图1中阐明的飞机电连接器的独特的偏移机械装置的实施例的旋转管状构件的纵向剖视图；

图13为在图12中阐明的沿着图12中的线13-13的旋转管状构件的剖视图；

图14为图1中阐明的飞机电连接器的独特的偏移机械装置的第二凸轮构件的纵向剖视图；

图15为在图14中阐明的沿着图14的线15-15的第二凸轮构件的剖视图；

图16为可被用于分别在图12和图13或图14和图15中阐明的其中一个旋转管状构件或第二凸轮构件中的一套定位螺钉部件的后部立体图；

图17为图16中阐明的那套定位螺钉的前端部分的立体图；

图18为可被用于与图16和图17中阐明的那套定位螺钉部件的任意一个接合的止动螺母部件的立体图；

图19为被用于在分别在图12和图13或图14和图15中阐明的其中一个旋转管状构件或第二凸轮构件中的插头构件的立体图；

图20为依据本技术显示了独特的偏移系统的某些特征的飞机电连接器的实施例的立体图；

图21为图20的飞机电连接器的剖视图，沿着轴平面，显示了与本技术的独特的偏置系统相一致的特征并在脱离位置处阐明；

图22为图20的飞机电连接器的剖视图，沿着轴平面，显示了与本技术的独特的偏移系统相一致的特征并在接合位置处阐明；

图23为图21的飞机电连接器的机头组件的剖视图，其沿着线23-23并在脱离位置处阐明；

图24A为图22的飞机电连接器的机头组件的剖视图，其沿着线24-24并在接合位置处阐明；

图24B为图24A的飞机电连接器的机头组件部分的放大剖视图，其在接合位置处阐明；

图25为图24的机头组件的立体剖视图，在接合位置处阐明并显示了与独特的颈圈组件相一致的特征；

图26为独特的颈圈组件的立体图，在接合位置和脱离位置之间被阐明并显示了与本技术的方面相一致的特征；

图27为飞机电连接器和机上飞机电连接器的立体图，飞机电连接器和机上飞机电连接器在操作的过程中互相靠近并在脱离位置被阐明；以及

图28为根据本技术的方面在维修过程中利用独特的飞机电连接器为飞机供电的地面支持电源系统的立体图。

具体实施方式

现在参阅附图，更具体的说是其中的图1-5，飞机电连接器10的实施例被阐明。如所阐明的，飞机电连接器10包括飞机电连接器外壳12，虽然飞机电连接器壳12被阐明为包括前壳部分12F和后壳部分12R并且电缆14物理的电连接到所述后壳部分12R，但是飞机电连接器壳12也可选择地被制造成连体结构并为了公开的目的而有效地被看做连体结构。更具体地说，飞机电连接器10适合于被物理的电连接到传统的或标准的机上飞机电连接器16，机上飞机电连接器16固定地安装在飞机上的预定位置，以便于维修飞机时为飞机提供电源。机上飞机电连接器16通常包含安装板结构18，六个插入式电连接器插脚20固定地安装在安装板结构18上以便于从安装板结构18上向外突出。根据美国联邦委员会法规和指南，六个插入式电连接器插脚20被排列为两排以内，并且两排中的每一排包括三个插入式电连接器插脚20。相应地，可以看到飞机电连接器外壳12的前端部分具有六个孔22，六个电连接器插头插脚固定地安装在所述六个孔22中，在图中未示出。就机上飞机电连接器16而言，六个孔22和六个电连接器插头插脚被排列为两行以内，这两行中的每一行包括三个电连接器插头插脚。在一个实施例中，安装在飞机电连接器外壳12中的六个电连接器插头插脚的前端部分为插座，并且通过这样的方式，飞机电连接器10可与机上飞机电连接器16物理的电匹配。

需要指出的是，当传统的飞机电连接器被电连接到机上飞机电连接器16时，保持力被有意的设计为足够大及比较高，例如，在80磅±20磅的范围内。这样的保持力可确保电连接器的完整性不会被无意地不利地破坏或相反的在飞机被维修时被危害。这个保持力具有例如摩擦力或过盈配合的函数，所述摩擦力或过盈配合被限定在安装在机上飞机电连接器16上的插入式电连接器插脚20的外部或外径尺寸和安装在传统飞机电连接器中的电连接器插头插脚的插座部分的内部或内径尺寸之间。

尽管如此，此外还需要指出的是，在保持力足够大或比较高的实施例中，最初的在传统飞机电连接器和机上飞机电连接器16之间建立电连接所需的插入力是足够大或比较高的。如已在上文中指出的，这样足够大或比较高的插入力等级对操作人员而言有时会带来与传统飞机电连接器和机上飞机电连接器16之间的电连接的建立有关的程序上的问题或困难。

根据本技术的方面，安装在飞机电连接器外壳12中的电连接器插头插脚的插座部分的内部或内径尺寸被扩大到预定的等级，例如安装在机上飞机电连接器16上的插入式电连接器插脚20的外部或外径尺寸为千分之一英寸(0.001″)。通过这样的方式，被要求使飞机电连接器10和机上飞机电连接器16最初匹配并且具有例如摩擦力或过盈配合的函数的插入力可大体上减小到更易于控制的等级，例如，在大约20磅±5磅或者在大约15磅±10磅的范围内。

然而飞机电连接器10的插入力等级被有效地降低，并足以确保飞机电连接器10和机上飞机电连接器16彼此物理的电连接。因此，附加的保持力可被提供到飞机电连接器10上，以便于有效地提高或增加保持力等级，从而确保随后的飞机电连接器10和机上飞机电连接器16的物理的电连接在一起。

现在参考图1-5，首先指出，飞机电连接器外壳12由合适的橡胶类型材料制造，例如氯丁橡胶、聚氨酯等等。在图1中，横向或侧面延伸槽24在飞机电连接器外壳12的前端部分中成形，以便从飞机电连接器外壳12的正面向后延伸预定的距离。槽24也被认为在电连接器孔22的上行和下行之间成形，所述电连接器孔22被限定为在飞机连接器外壳12的前端部分中，通过这样的方式，飞机连接器外壳12的前端部分被有效地分成上半部分和下半部分。如可从图9和图10中清楚的看出和鉴别出，力传动装置凸轮盘构件26适合于插入到槽24中，从而力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28从飞机电连接器外壳12的反向侧壁部分侧面地向外突出。在图10中，还可看出，力传动装置凸轮盘构件26的纵向间隔的边缘部分为圆形或弧形结构，以便于当力传动装置凸轮盘构件26旋转时不磨损用来制造飞机电连接器外壳12的橡胶类型材料。

为了驱动或旋转地移动在力传动装置凸轮盘构件26的第一和第二限制位置之间的力传动装置凸轮盘构件26，一对控制杆34、34被有效地连接到力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28、28，其中一对控制杆中的每一个控制杆34都具有大体上L形结构。更具体地说，如图8所示，控制杆34中的每个都具有被限定在第一末端部分38中的直通槽36，而直通孔40被限定在每个控制杆34的第二反向末端部分42中。力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28、28适合于分别插入穿过被限定在反向配置的控制杆34、34的第一末端部分38、38中的槽36、36以固定在力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28、28上的第一末端部分38、38。一对扣环、卡环、弹簧夹44、44(如图7和图11所示)适合于安装在反向配置的末端部分28、28上。更具体地说，如图9所示，力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28、28中的每一个都具有一对分别被限定在纵向间隔的边缘部分50、52中的开槽或凹槽46、48。因此，在力传动装置凸轮盘构件26的反向配置的末端部分28、28被分别插入穿过控制杆34、34的槽36、36后，并且当扣环、卡环、弹簧夹44、44被分别卡合到反向配置的末端部分28、28上时，扣环、卡环、或者弹簧夹44、44将有效地牢固地将控制杆34的第一末端部分38、38安装到如图7所示的力传动装置凸轮盘构件26中的反向配置的末端部分28、28上。

进一步说明，为了驱动或可旋转地移动那对控制杆34、34，驱动手柄组件可操作地与控制杆34、34的第二末端部分42、42连接。更具体地说，驱动手柄组件可为具有大体上L形结构的手柄54，旋转构件56以及固定安装在手柄54的远端的第二凸轮构件58，其中所述旋转构件56通过它的反向配置的末端部分可旋转地安装围绕它的纵轴，所述末端部分被设置在直通孔40、40中，所述直通孔40、40被限定在反向配置的控制杆34、34的第二反向末端部分42、42中。在一个实施例中，手柄54可包括横向导向的指状物或抓手部分60以及可调节地安装在旋转构件56中的传动轴62。例如，传动轴62可由具有六边形横截面结构的结构部件制造(如，通用扳手)。此外，传动轴的上端部分可在第一方向上弯曲90°然后再一次弯曲，实际上是回到其相反方向上的180°位置，以便有效地形成完整连接的横向导向的结构构件，该结构构件形成抓手部分60的内部横梁。合适的热塑材料之后可被在传动轴和横梁的上端部分上成形，以便于形成抓手部分60。

参阅图6、图12和图13，可以看出，旋转构件56可包括中空的管状构件，例如其中旋转构件56的内边缘为穿过它的整个纵向或轴向范围的内部螺纹。在一些实施例中，直通孔66被限定在旋转构件56的中心区域以便于允许手柄54的传动轴62的中心部位经由直通孔66通过。一对外部螺纹定位螺钉68、68(在图16和图17中阐明)适合于螺纹接合在内螺纹旋转构件56的反向配置的末端中，以便于接合手柄54的传动轴62，从而将手柄54的传动轴62固定在旋转构件56中特定的位置。如可从图16和图17中清楚的看出和鉴别的，每一定位螺钉68的后端部分都具有在其中成形的六边形配置的凹槽70，以便允许如通用扳手等合适的旋转驱动工具被驱动地与定位螺钉相接68合，以便于螺纹地安装同样的定位螺钉68到旋转构件56的内部螺纹孔64的一个末端部分中。此外，每个定位螺钉68的前端部分具有杯形凹槽72，以致于每个定位螺钉68的最前端点限定了具有圆形或环形结构的线型轨迹，该线型轨迹与固体的圆形表面或外形截然相反。当定位螺钉68实际上与手柄54的传动轴62接合时，这种结构使每个定位螺钉68能够更有效地夹紧每一个具有手柄54的六边形配置的传动轴62的曲面。

更进一步说明，为了将每个定位螺钉68与手柄54的传动轴62在其接合位置处固定，如图18中阐明的，外部螺纹止动螺母或止动定位螺钉74可同样地被螺纹地接合到旋转构件56的内部螺纹孔64的每个反向配置的末端部分中，直到每个止动螺母或止动定位螺钉74、74坚固地接合各自对应的定位螺钉68、68。通过与每个定位螺钉68的方式相似的方式，每个止动螺母或止动定位螺钉74、74具有被限定为从止动螺母或止动定位螺钉74中穿过的六边形配置的直通孔76，以允许如通用扳手等合适的旋转驱动工具被驱动地与止动螺母或止动定位螺钉74相接合从而分别螺纹地安装同样的止动螺母或止动定位螺钉74到旋转构件56的内部螺纹孔64的一个末端部分中。同样参阅图1-5和图19，还可以看到例如由合适的热塑材料制造的端部螺塞78、78根据操作的摩擦力或卡合模式可分别插入到旋转构件56的内部螺纹孔64的每个末端部分中从而简易地使旋转构件56的反向末端具有完成后的外观而且避免尘埃、碎片、污染物等进入内部螺纹孔64的此类开端。

参阅图1-6、图8和图12，为了把旋转构件56的反向配置的末端部分分别可旋转地固定在控制杆34、34的第二末端部分42、42中，并且伴随地或相反地为了分别定位地将控制杆34、34的第二末端部分42、42固定在旋转构件56的反向配置的末端部分上，如从图12阐明的可以看出，旋转构件56的每个反向配置的末端部分的外部外围表面区域具有一对纵向或轴向间隔的环形凹槽或开槽80、82，所述环形凹槽或开槽80、82之间限定有非凹槽或非开槽区域84。因此，例如，当控制杆34、34的第二末端部分42、42被分别安装在旋转构件56的末端部分上时，第一扣环、卡环或弹簧夹44被最初地安装在每个轴向内部环形开槽或凹槽80、80中。然后，旋转构件56的末端部分被分别插入穿过直通孔40、40，以便于直通孔40、40的内部外围表面区域将分别有效地被固定在旋转构件56的反向配置的末端部分的外部外围、非凹槽或非开槽区域84、84上。最后，第二扣环、卡环或弹簧夹44被安装在每个轴向外部环形开槽或凹槽82、82中，从而有效地定位地将控制杆34、34的第二末端部分42、42中的每一个都封闭在旋转构件56的末端部分上。这些组件被阐明在例如图1-4和图6中。

在图14和图15中，可以看出第二凸轮构件58在结构上与旋转构件56相似，这是因为第二凸轮构件58同样地包括中空的管状构件，例如旋转构件56的内边缘为穿过旋转构件56的内边缘的全部纵向或轴向范围的内部螺纹。在一个特别的实施例中，盲孔88在第二凸轮构件58的一个位于中心的侧壁部分中成形，以便于允许传动轴62的远端部分被插入到盲孔88中并有效地被固定在第二凸轮构件58的反向配置的内部侧壁部分上。随后，为了稳固地将传动轴62的远端部分固定在第二凸轮构件58中，一对外部螺纹定位螺钉68、68适合于被螺纹地接合在内部螺纹的第二凸轮构件58的反向配置的末端中。

更进一步，为了将每个定位螺钉68在其接合位置处与手柄54的传动轴62的远端部分相固定，外部螺纹止动螺母或止动定位螺钉74可被螺纹地接合到第二凸轮构件58的内部螺纹孔86的每个末端部分中，直到每个止动螺母或止动定位螺钉74、74紧密地接合各自对应的定位螺钉68、68。与在图19中阐明的端部螺塞78、78相似的端部螺塞可被分别地插入到第二凸轮构件58的内部螺纹孔86的每个开端中，从而简易地使第二凸轮构件58的反向末端具有完成后的外观并且避免尘埃、碎片、污染物等进入内部螺纹孔86的此类开端。

根据飞机电连接器10的一个实施例描述了各种各样的结构组件，现在，将描述利用同样的结构组件操作的方法。更具体地说，当驱动手柄组件被配置在图1-3中任意一幅中所阐明的位置从而以顺时针方向有效地旋转手柄54时，飞机电连接器10可能配置在其开锁位置从而第二凸轮构件58从飞机电连接器外壳12脱离或解除与飞机电连接器外壳12的接触。因此，配置在飞机电连接器外壳12中的电连接器插头插脚的插座部分显示了大约为例如15磅±10磅的比较低的插入力或接合力等级，这归因于前述的被配置在飞机电连接器外壳12中的电连接器插头插脚的插座部分的扩大加工。因此，此时，飞机电连接器10可由操作人员从图1和图2中阐明的其与机上飞机电连接器16的脱离位置移动到图3中阐明的位置，在图3中阐明的位置处，飞机电连接器10能够简易地以同轴对齐的方式与机上飞机电连接器16物理匹配或接合以及电连接。

随后，当需要增加限定在飞机电连接器外壳12与机上飞机电连接器16之间的作用力等级时，手柄54以逆时针方向围绕着由旋转构件56所限定的旋转轴旋转，以致第二凸轮构件58首先从图3阐明的第二凸轮构件58的布置的位置移动到图4中阐明的中间位置，其中，第二凸轮构件58现在被配置为与飞机电连接器外壳12的上表面部分相接触。随后，按照逆时针方向从图4中阐明的手柄54的中间位置继续旋转手柄54到图5中所阐明的手柄54的最终或锁定位置，使得那对控制杆34、34以逆时针方向进行旋转的或中轴的移动，其中，那对控制杆34、34将反过来使得力传动装置凸轮盘构件26围绕其纵轴旋转或转动。

如前所述，力传动装置凸轮盘构件26可配置在飞机电连接器外壳12的槽24中，以致前述的力传动装置凸轮盘构件26的旋转的或枢轴的移动将有效地引起飞机电连接器外壳12的前端部分的下半部和配置在飞机电连接器壳12的前端部分的下半部中的电连接器插头插脚的插座部分向下移动预定量。这种电连接器插头插脚的插座部分的下行的预定的向下移动可有效地引起配置在机上飞机电连接器16上的电连接器插头插脚的插座部分的下行与电连接器插头插脚20的下行之间的预定量的同轴不重合的的产生。因此，这样的预定量的同轴不重合可导致地对地的和由摩擦而生的接触的提高和增强。反过来，这样的地对地的和由摩擦而生的接触的提高和增强导致在电连接器插头插脚的插座部分的下行与插入式电连接器插脚20的下行之间的保持力的提高和增强。因此，相关的脱离保持力可能同样地增强。

需要进一步指出的是，当手柄54以逆时针方向被移动到如图5中阐明的手柄54的完全锁定位置时，通过包括手柄54、旋转构件56和第二凸轮构件58的驱动手柄组件有效地显示了偏心自锁机构。同样的，稍微移动第二凸轮构件58超过垂直面，其中由旋转构件56所限定的旋转轴位于垂直面中，从而有效地卡入到第二凸轮构件58的设在结合点90的锁定位置。还需要进一步指出的是关于旋转构件56的手柄54的布置可通过有效地改变特定轴位置来沿着手柄54的传动轴62进行简易地调整。改变关于旋转构件56的手柄54的布置当然改变被限定在第二凸轮构件58和旋转构件56之间的距离或力臂，从而反过来改变了第二凸轮发构件58实际上接触飞机点连接器外壳12的上表面部分的位置。这样已改变的状态或位置将反过来改变在第二凸轮构件58达到第二凸轮构件58的最终或锁定位置之前控制杆34、34和附加的力传动装置凸轮盘构件26旋转或中轴旋转到的等级。因此，被配置的电连接器插头插脚的插座部分的下行和电连接器插头插脚20的下行的相互摩擦接触的等级可被预先调整。

可以看出，当飞机电连接器10被有意地从机上飞机电连接器16上脱离时，例如，当飞机的维修已结束时，手柄54按照反向的顺时针方向从其在图5阐明中的位置向着例如图3中阐明的位置旋转。这将使第二凸轮构件58从其锁定位置释放或松开并移动第二凸轮构件58到例如图3中阐明的第二凸轮构件的松开位置。这个操作允许控制杆34、34和可操作地连接的力传动装置凸轮盘构件26以按照顺时针方向旋转或枢轴移动，从而有效地减轻或消除限定在电连接器插头插脚的插座部分的下行和电连接器插头插脚下行之间的力等级，使其回到20磅±5磅的标准预定等级。然后飞机电连接器10可简易地从机上飞机电连接器16上脱离。

现在参阅图20，飞机电连接器100的一个实施例被阐明，其描述独特偏移特征的实现。在其他的特征中，飞机电连接器通常包括机头组件102、偏移组件104和电缆组件106。电缆组件106可配置为将一个或多个电缆108固定到飞机电连接器100。电缆108可延伸穿过飞机电连接器100，从而电缆穿过偏移组件104并在包含于偏移组件104的外壳接触面114上与一组大的电连接器110(如连接器插座)及一组小的电连接器112(如连接器插座)接触。在描绘的实施例中，机头组件102配置在飞机电连接器100的前部以促进与飞机的连接，并且机头组件102包括限定在可替换的机头116中的电连接器110、112。与前述的飞机电连接器12一样，电连接器110、112配置以可移动的与飞机上的匹配连接器接触。例如，在描述的实施例中，电连接器110、112为插座，其配置为轴向地接收来自机上飞机电连接器16的电连接器插头插脚20(如插脚)。可认识到，由于大量的商用客机(如在商用机场)，飞机电连接器100(以及机头组件102)可能在短时间内受到多次连接和分离。由于飞机电连接器100的前端部分与飞机的反复邻接，在相当短的一段时间后，可替换的机头116可能会磨损。因此，用坚固的聚合材料(如耐冲击聚合材料)来制造可替换的机头112是合适的，可替换的机头112被配置为可移动地固定飞机电连接器100的其余部分，从而允许操作者在需要时替换机头116。

在某些实施例中，机头组件102可配置在靠近偏移组件104的位置，偏移组件104可促进电连接器插座110、112的偏移。如下面的详细讨论，偏移组件104可驱动一个或多个电连接器插座110、112的横向移动以在与电连接器插头插脚20连接后产生侧面保持力。如所阐明的，偏移组件104包括手柄118，手柄118通过枢轴关节122枢轴地固定到外壳120上。在一些实施例中，外壳120可通过壳接触面114与机头组件102机械连接。例如，当手柄118被触发时，手柄118可接合一部分偏移组件，所述偏移组件可移动地延伸穿过壳接触面114。这样的接合可导致一个或多个电连接器插座110、112的略微移动(如横向的移动)，这样的接合还可促进或避免飞机的电连接器插头插脚上的电连接器插座110、112的滑动，并且可取决于给定的特定执行结构。如所阐明的，偏移装配104还可包括被配置为根据飞机电连接器100和机上飞机电连接器16的连接状态来警告操作者的部件(如，电路回路)。在一个实施例中，电路回路可为简单的开关，该开关配置为形象地表示飞机电连接器100的当前状态，例如，通过绿灯或红灯124的发亮。

为了避免偏移组件104的意外触发以及保护手柄118发生意外破损，飞机电连接器100还可包括手柄保护装置126。手柄保护装置126可由如芳纶纤维、聚碳酸酯、耐冲击聚苯乙烯材料、聚氨酯等坚硬的耐冲击聚合材料制造。进一步，手柄保护装置126可具有环形区域，电缆装配106的电缆108延伸穿过该环形区域。在某些实施例中，环形区域可包括电缆盖128和电缆盖边缘130，电缆盖128和电缆盖边缘130被配置为固定并引导电缆108穿过飞机电连接器100。需要指出的是，电缆盖128和电缆盖边缘130可为通常为环形的形状，且适合于接收特定结构的电缆108，从而紧密地固定电缆108以避免意外的移动或脱离。同样的，电缆盖128和电缆盖边缘130可以是可替换的，以致许多不同类型的电缆108可被用于与飞机电连接器100连接。为了促进这样的模块化，手柄保护装置126可为多片式结构，如两片式结构，可通过固定手柄保护装置126的两片部件来将手柄保护装置126装配在电缆盖128和电缆盖边缘130的周围。可通过任何合适的固定机械装置，如卡合、过盈配合、螺旋或任意匹配连接来将构成手柄保护装置126的两片固定在一起。在图20阐明的实施例中，所述两片部件与插在底部插座132的头帽螺钉和手柄保护装置126的顶部插座134紧固在一起。

图21为沿着连接轴136的飞机电连接器100的截面图，图21根据本技术的一个实施例进一步阐明了独特的偏移机械装置104的某些部件。根据所描述的，除了壳接触面114、手柄118、外壳120和枢轴关节122外，偏移组件104还包括被配置以偏移电连接器插座110、112的位置的部件。这些部件可包括传动轴140、偏移弹簧142、控制杆144、传动轴-控制杆连接器146以及凸轮轴148。为了保护纵向延伸(沿着连接轴136往下)穿过飞机电连接器100的电缆108，可移动的部件可被包含在电缆保护装置150中，从而控制杆144、传动轴140以及其他可移动部件108不磨损电缆或不接触到电缆108。

根据所描述的，传动轴140可移动地沿着飞机电连接器100的连接轴136延伸穿过一部分壳120、壳接触面114和一部分机头组件102。偏移弹簧142可被齿轮接触地配置在传动轴140周围并被限定在壳接触面114的一端和传动轴140的横档区域之间，从而传动轴140朝着机头组件116向前偏移。在由传动轴-控制杆连接器146所限定的枢轴点处将传动轴140连接到控制杆144。在一些实施例中，通过例如自行车链条的简单的链条机械装置，在传动轴140和控制杆144之间建立连接器146。控制杆144的一端通过凸轮轴148在枢轴点122连接到手柄118。凸轮轴148被配置为将手柄118的移动(当偏移组件104被触发时)转换为控制杆144的相似的旋转移动。在一些实施例中，凸轮轴148被成形，从而与凸轮轴148有一个接合区域的手柄118，在手柄118压下后可允许直接供应力矩到凸轮轴148，引起控制杆144的移动。控制杆144的移动导致传动轴140远离机头组件116的伴随的向后移动，导致传动轴140的截锥形部分154从一个或多个邻接一些或所有的电连接器插座110、112的颈圈突起物156中脱离。同样的，传动轴140可通过手柄118的移动触发，通过弹簧142使手柄118和传动轴140都偏移朝向止动位置。因此，手柄118、传动轴140以及偏移装配104的所有其他可移动部件被认为在第一和第二位置之间是可移动的，第一位置对应于手柄118的压下或触发，第二位置对应于松开手柄118或通过偏移弹簧142对手柄118进行相反方向的偏移。确实，在一些实施例中，这些位置分别作为开启位置和关闭位置，分别作为解锁位置和锁定位置或者分别作为脱离位置和接合位置。因此，图21阐明的位置可被描述为第一、开启、解锁或脱离位置。

相反的，图22描述了当手柄118已经被松开时，飞机电连接器100中的不同部件的位置。换言之，允许偏移弹簧142释放其储存的势能，使传动轴140、控制杆144、传动轴148以及手柄118返回他们最初的、第一、关闭、锁定或接合位置。因此，如所阐明的，传动轴140朝着机头组件116向前地和轴向地行进，允许传动轴140上的截锥形部分154与颈圈突出物156相接合，由于电连接器插座110、112与传动杆部分140的轴的角度，颈圈突出物156向外地偏移一些或所有的电连接器插座110、112的位置，下面会进一步地描述。

在一些实施例中，偏移弹簧142可被挑选以具有特定的弹簧系数k，以致于偏置弹簧142所施加的作用力(压缩的弹簧所储存的势能)足以移动偏移组件104的各种部件(并且从而移动电连接器插座110、112)回到它们的接合位置。这样的弹簧可根据所需的保持力进行选择。例如，因为偏移弹簧142所储存的势能引起颈圈突出物156的偏移，所以具有较高弹簧系数k的弹簧可产生更大的保持力。在阐明展现特定长度的一个实施例中，传动轴140的行进可作为一些影响因素的函数被改变，这些影响因素包括可由传动轴140上的截锥形部分154接合的电连接器插座110、112的数量、飞机电连接器100的尺寸、偏移组件104的部件的相对位置等等。例如，传动轴140可只行进几毫米(如在大约1毫米到40毫米之间)，或者可行进几英寸。在其他的实施例中，传动轴140的行进距离在大约0.5和大约6英寸之间(如大约1、1.5、2、3或4英寸)。进一步，传动轴140的行进可被描述为飞机电连接器100的整体长度的行进百分比，传动轴140的行进百分比可能在飞机电连接器100的整体长度的0.01％和10％之间。例如，传动轴140的行进百分比可为飞机电连接器100的整体长度的0.05％、0.1％、0.2％、0.5％、1％、1.5％、2％、3％、3.5％或5％。

转向图23，图示为从连接轴136往下观察地沿着图21中的线23-23的机头组件102的截面图，其中所阐明的飞机电连接器位于解锁位置(触发器118被压下)。如所阐明的，机头组件102的横截面通常包括六个插座，在装置为飞机电连接器的实施例中，这六个插座对应于大的电连接器插座110和小的电连接器插座112。每个圆形开孔也包括齿轮接触地配置在电连接器插座110、112中的环形弹簧170。一般而言，环形弹簧170配置为将电连接器维持在飞机电连接器100的电连接器110、112和飞机的电连接器20之间。一方面，环形弹簧170是导电的并在飞机的电连接器插头插脚20上施加少量的作用力以稳固飞机电连接器100和飞机之间的任何初始的接合。在一些实施例中，环形弹簧170可为在大约10安培和30安培之间(如20安培)的多林(multi-lam)，因此环形弹簧170可以有效地导电。在这些中，每个环形弹簧170(多林)可在飞机的电连接器插头插脚20上施加在大约1磅和大约10磅之间的作用力172(在单个电连接器中的所有箭头所施加的总的作用力)。例如，所施加的力可为大约1磅、2磅、3磅、4磅、5磅、6磅、7磅、8磅、9磅或10磅的压力。

根据本技术的方面，总的来说，通过环形弹簧170所施加的力可表示为将插入式电连接器20插入飞机电连接器100的电连接器110、112中所需的全部插入力。因此，在某些实施例中，该全部插入力可在大约6磅和大约60磅之间。在一个实施例中，该插入力可为大约15磅到大约20磅。可注意到，根据本实施例，该全部插入力可能远远小于在传统飞机电连接器中所需的插入力，在传统飞机电连接器中所需的插入力可达到100磅。换言之，在传统的飞机电连接器中，插入所需的力可能等于在传统飞机电连接器中的保持力，然而，根据本实施例，飞机电连接器所需的插入力小于所需的或所使用的保持力。在一些实施例中，插入力可为小于大约20磅。例如，在这些实施例中，插入力可小于或等于大约15磅、10磅、5磅或0磅。在其他的实施例中，插入力可在传统飞机电连接器保持力的10％和50％之间。例如，插入力可为保持力的10％、20％、25％、30％、35％、40％、45％或50％。在另一个实施例中，环形弹簧170可被除去。在这样的实施例中，环形弹簧170不再朝着电连接器110、112的中心施加向内的作用力172。当然，如果向内的作用力172被除去，飞机电连接器100将具有大体上为零的插入力。

为了允许减小所需的插入力，连接器110、112可被钻直径比传统使用的直径略微大一点的孔。出人意料的是，通过略微增加电连接器110、112的尺寸(如，增加0.001英寸)，飞机的插入式连接器20可更容易地滑入六个开孔中，避免材料的刮削和损耗，材料的刮削和损耗是传统连接器的普遍问题。当然，由于这样的材料的刮削和损耗，在传统飞机电连接器的使用寿命中，传统飞机电连接器能够完成的连接的数量被限制在大约50次到大约200次插入。相反的，通过放大连接器110、112，即使放大很小的程度，飞机电连接器100的使用寿命可在例如大约1500次和2500次插入之间(如2000次)。在一些实施例中，飞机电连接器的寿命比传统飞机电连接器的寿命长出的部分可被描述为与传统飞机电连接器相关的百分比。例如，飞机电连接器100可具有由所保留的插入数量来表示的寿命，其寿命比传统飞机电连接器高出大约300％至1500％(如高出大约1000％或高出大约十倍)。

在图23中进一步描述的为颈圈组件174。颈圈组件174通常包括齿轮接触地配置在一个或多个连接器110、112周围的颈圈176和前述的颈圈突出物156，所述颈圈突出物156在偏移的过程中与截锥形部分154邻接。在一些实施例中，颈圈176被配置为齿轮接触地围绕着六个总的电连接器110、112中的四个的连接器。这样的结构可允许六个连接器110、112中的四个连接器从区域178中偏移，所述区域178大体上配置在六个电连接器110、112中的四个连接器的中央。区域178可为由颈圈突出物156的四分圆末端区域180所限定的圆形区域。通常，区域178为传动轴140(更精确地说是截锥形部分154)向前地和轴向地延伸入机头组件102的位置。因此，在操作的过程中以及当手柄118被压下时，传动轴140沿着连接器100的连接轴136从区域178向后移动，引起颈圈突出物156停止以如图23所示的与传动轴140邻接。因此，随着截锥形部分154移动出如图23所示的区域118，颈圈178、颈圈突出物156、末端区域180和四个偏移的连接器110、112可以相对于接器100的连接轴136径向地向内或横向(如，呈径向聚合关系)移动到脱离位置。换言之，触发器118被压下以引起传动轴140的向后移动以及颈圈176和四个连接器110、112以径向聚合关系朝着彼此横向移动。例如，在机头组件102的主体可以提供一定程度的弹性，当传动轴140向后移动时，所述弹性将连接器110、112偏移回原位。在原位，连接器110、112像插入式连接器20一样被隔开从而能够容易地插入。

现参阅图24A，示出了沿着图22中的线24-24从机头组件102的连接轴136向下观察的的截面图，其中所阐明的飞机电连接器位于锁定位置(触发器118被松开)。如所阐明的，传动轴140的截锥形部分154与颈圈突起物156的四分圆末端区域180邻接。配置传动轴140的锥形部分使得传动轴140在插入机头组件102中的末端是较细的。在操作过程中，由于手柄118被松开且截锥形部分154移入区域178，传动轴140的直径的逐渐增加导致颈圈突出物156以相对于连接器100的连接轴136的横向方向(如径向分散关系)径向地向外移动。在这样的实施例中，偏移组件104可被视为被接合。

由于偏移组件104开始被接合，颈圈突出物156引起颈圈176(进而连同定位地偏移的电连接器110、112)以径向发散的方式移动，以相对于插入式电连接器20的纵轴的横向(垂直)方向在飞机的插入式电连接器20上施加作用力190，其中，所述插入式电连接器20的纵轴大体上平行于连接轴136。当偏移组件104完全被接合时(如传动轴140完全邻近颈圈突出物156且弹簧142被完全松开)，在插入式电连接器20上所施加于每个连接器的作用力可在大约10磅和大约20磅之间(如大约15磅)。在阐明的实施例中，偏移组件104偏移了六个电连接器110、112中的四个。尽管如此，在其他的实施例中，如下文中所描述的，少于或多于四个的电连接器110、112可被偏移。在一个实施例中，由于偏移组件104和环形结构170(在所有六个插入式电连接器20上所施加的总作用力)，在插入式电连接器20上所施加的所有作用力的总和可视为总的保持力。在一些实施例中，总的保持力可在60磅和100磅之间(如大约80磅±20磅)。

需要指出的是，当使用颈圈176完成电连接器110、112的偏移时，也能预期到任何可逆地向连接器提供作用力的方法，例如连接器110、112和20以相对于连接器的纵轴(如连接轴136)的垂直方向提供不同的保持和插入力。这些作用力可包括在一个或多个插入式电连接器20(如插脚)上提供侧向力(如横向的)，例如作用力190。例如，该侧向力包括挤压、扣紧、握紧、推挤、冲压或压缩单个插入式电连接器20，直接或间接地穿过插入式电连接器110、112(如连接器插座)。进一步举例，该侧向力包括挤压、扣紧、握紧、推挤、冲压或压缩多个插入式电连接器20，直接或间接地穿过插入式电连接器110、112。如另一个实施例，该侧向力包括挤压、扣紧、握紧、推挤、冲压或压缩至少一个插入式电连接器20，相对于至少一个或多个其他插入式连接器20，直接或间接地穿过插入式连接器110、112。该侧向力可引起插入式连接器20朝着或远离彼此移动，或者该侧向力可偏移一个或多个插入式连接器20而不引起插入式连接器20的任何实质性的移动。

进一步，如果保持力不是多个电连接器110、112的偏移的结果，那么由于向单个电连接器20提供作用力，总的保持力可能增加，从而在单个连接器20上的总的保持力约为80磅±20磅，或者由于向多个连接器提供作用力，总的保持力可能增加，例如两个、三个、四个、五个或六个电连接器20。然而，根据本实施例，总的保持力可为大约80磅±20磅。同样的，如果保持力确实是由连接器的移动引起，那么随着两个、三个、四个、五个或六个连接件110、112之间的相互偏移，保持力可被提供为大约80磅±20磅的总的保持力。在一些实施例中，使用在此描述的方法所提供的作用力可允许例如连接器100的连接器在与500、1000、1500或2000个连接器连接后维持大约为80磅±20磅的保持力。尽管如此，必须了解到，不同的实施例可采用不同范围的保持力、不同数量的连接器和不同结构的连接器等等。

图24B为图24A的放大图，阐明了在偏移装配104接合和脱离的过程中颈圈突出物156的方向的移动。在所阐明的实施例中，描述了由于截锥形部分154与连接器110、112的颈圈突出物邻接所造成的向外的方向182和向内的方向184。例如，当接合偏移组件104时，截锥形部分154邻接颈圈突出物156，导致颈圈突出物156(从而电连接件插座110、112)以向外的径向发散的方向182横向移动。相反的，当接合偏移组件时，例如当手柄118被压下时，颈圈突出物156以及连接器110、112以向内的径向聚合方向184移动。需要指出的是，当颈圈突出物156以向外的方向182移动时，连接器110、112可直接与插入式连接器20邻接，这将导致比颈圈突出物156以向内的方向184移动时产生更高的保持力，所述向内的方向184可使得插入式连接器110、112与连接器20大体上对齐。

现在转向图25，示出了在图24中所阐明的面立体图。根据所描述的，该立体图示出了电连接器110、112的结构，在其他特征中，所述电连接器110、112包括内部的齿轮接触配置的环形弹簧170。根据所描述的，环形弹簧170为显示条纹结构的多林，该条纹结构通常朝着每个连接器110、112的中心弯曲。该弯曲有助于限定了飞机电连接器100所需要的总插入力的作用力172。进一步的，在环形弹簧170朝着每个电连接器110、112的中心盘绕或突出的实施例中，在飞机的弹簧170和电连接器20之间的摩擦力也可有助于所需的总插入力。确实，环形弹簧170可具有多种机构，并且可以预期任意环形结构，其中，该结构是导电的并且向每个连接器110、112的中心向内地施加作用力并抵靠所插入的电连接器。同样，需要指出的是，由于当进行偏移时电连接器110、112的反复移动以及它们始终邻接插入式电连接器20，环形弹簧170呈现出一定程度的耐磨性。

如图所示，颈圈176以类似套筒的方式围绕偏移的连接器110、112。通常，如图26所示，颈圈176从连接器110、112的大约中心部分延伸并向着机头组件116的连接末端延伸出来。根据所描述的，将连接器110从环形开口196移除，以进一步地显示颈圈组件174的特征。环形开口196可包括允许通过匹配链接将连接器110、112可移动地固定到壳接触面114的特征。例如，通过例如配置在连接器110、112的后表面上的凸轮插座圆头帽螺钉的插座将连接器110、112螺纹地与壳接触面114相接合。

转向颈圈组件174，在一些实施例中，颈圈突出物156可显示与传动轴140的截锥面部分154的锥形物相似的锥形物198(指示从一侧到另一侧厚度的变化)。因此，邻接截锥面部分154的锥形物表面200可显示由锥形物198的厚度变化所限定的角度。例如，锥形物表面200的角度大体上与截锥面部分154的角度相同。在一个实施例中，锥形物表面200的角度可被限定为如在朝着机头116的前部分所测量的来自连接轴136的偏差的角度。同样的，截锥面部分154的角度可限定为来自连接轴136但方向相反(向着电缆组件106)的角度。如上所述，截锥面部分154可为略微的锥形物，从而传动轴140与颈圈突出物156的邻接可导致颈圈170的逐渐径向向内移动。例如，传动轴140的截锥面部分154可具有在传动轴140的总直径或圆周的大约0.5％和大约5％之间的锥形物。在一个实施例中，截锥面部分154的锥形物为大约1％。在另一个实施例中，锥形物198的角度可通过形成连接轴136的偏差角度来测量。在这样的实施例中，角度可为大于0度并小于大约20度。例如，角度可为小于大约0.5度、1度、2度、3度、4度或5度。颈圈突出物156的锥形物198可略微小于传动轴140的截锥面部分154从而传动轴140不与具有通常的平坦环形表面的颈圈突出物156邻接而与锥形物表面200邻接。结合锥形物表面200，锥形的传动轴140的结构可允许作用力被施加在比使用其他的可替换结构的可行的其他表面要大的传动轴140的表面上，所述作用力导致形成邻接，例如，通过颈圈176和偏移连接器110、112的阻碍移动而形成的径向向内的作用力。

需要指出的是，向着连接器110、112的链接末端配置的颈圈组件174可允许保持力被施加在接近接合点的位置，所述保持力由偏移颈圈176(从而连同连接器110、112)的位置使其倚靠飞机的连接器20而产生，插入式连接器20在接合点的位置从飞机突出。例如，如图27所示为在操作的过程中飞机电连接器100到飞机的插入式连接器20的方法。根据所描述的，具有机上飞机电连接器16的飞机通常包括接合区域210，该接合区域210限定了插入式连接器20以及插入式连接器20从其中突出的安装板18。机上飞机电连接器16首先通过利用飞机电连接器的连接轴校准电连接器插头插脚20的长轴来与机头组件102相接合。然后，在操作者压下手柄(触发器)118后，插入式连接器20被插入到电连接器110、112中。当手柄118被松开时，偏移组件104在连接器110、112上起作用以产生所需的保持力。此外，偏移组件104促使一个或多个连接器110、112的横向或径向移动，从而在插入式连接器110、112和插入式连接器20之间产生横向力。由坚固的聚合材料制造的可替换的机头组件116确保飞机与电连接器100的邻接不会导致对安装板18或连接器110、112的任何损害。如前所述，朝着连接器110、112的连接末端的颈圈176布置允许保持力的布置接近安装板18。这样的布置可允许比使用传统的飞机电连接器而获得更加坚固的保持，传统的飞机电连接器典型地将保持力施加在前端(远离安装板18)。

参阅图28，描述了地面支持电源系统220的一个实施例，该地面支持电源系统220通过将连接器10、100与机上飞机电连接器16相连接，把来自地面电源装置222的电源提供给飞机224。所阐明的地面电源装置222为具有机上电源供给的移动车辆，地面电源单元222通过从地面电源装置222延伸到飞机224的电源电缆14、108将电源提供到飞机224。电源电缆14、108分别在电连接器10、100和226可释放地连接到地面电源装置222和飞机224。虽然通过参阅飞机电连接器(10、100)描述了本技术，在此使用的方法也适用于电连接器226，该方法包括本的技术的特定方面，如上文中通过参阅不同的保持力和插入力来描述的。在操作的过程中，一个或所有电连接器10、100和226可通过在电源电缆14、108的移动或拉紧来阻止意外的松开。尽管如此，地面电源单元222或飞机224或在地面电源单元222或飞机224中感知的重要事件的过度移动可引起飞机电连接器10、100和/或226的松开。

虽然在此只举例说明和描述了发明的某些特征，许多修改和变化将被所属领域的技术人员想到。因此，可以理解，所附加的权利要求意图涵盖所有落入本发明的主旨的这些修改和变化。