楊強，聞聰聰，孫志禮，張孟君

1. 東北大學(xué) 機械工程與自動化學(xué)院，沈陽 110819 2. 東北大學(xué) 航空動力裝備振動及控制教育部重點實驗室，沈陽 110819 3. 沈陽興華航空電器有限責(zé)任公司，沈陽 110144

軍用航空電連接器是武器裝備中廣泛應(yīng)用的基礎(chǔ)性元器件，電連接器接觸件是實現(xiàn)電路導(dǎo)通和信號平穩(wěn)傳遞的重要部件[1]。開展航空電連接器可靠性建模研究對于評估接觸件的可靠性和預(yù)防因接觸件失效而導(dǎo)致重大安全事故具有重要的實際工程意義。

目前，對電連接器的可靠性研究多集中于對電連接器的接觸可靠性的探索。Li等[2]研究了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)對接觸件插入力的影響并分析了電連接器的接觸可靠性。Malucci[3]通過試驗手段建立了接觸力和微動振幅對電連接器接觸性能退化影響的預(yù)測模型。Flowers等[4-5]利用ANSYS有限元分析軟件模擬了電連接器在微動腐蝕條件下的接觸性能，并進行了實驗驗證。Seehase[6]在加速壽命實驗的基礎(chǔ)上建立了一種可以預(yù)測接觸電阻變化的理論模型，并分析了評估電連接器接觸可靠性的2個主要影響因素。陳文華和李平真[7]對航天電連接器進行了失效機理分析，建立了評價其接觸壽命特征的可靠性數(shù)學(xué)模型。Beloufa[8]用有限元仿真和實驗相結(jié)合的方法，研究了汽車用銅合金電連接器接觸件不同的幾何尺寸和接觸力對接觸電阻的影響。文獻[9]通過分析電連接器在振動應(yīng)力作用下的失效機理，建立了失效物理模型并進行了實驗驗證。黃超群等[10]對塵土存在條件下電連接器的接觸可靠性進行了研究。潘駿等[11]對電連接器進行了結(jié)構(gòu)力學(xué)分析和接觸情況研究，并通過實驗驗證了理論分析和仿真分析的可行性。王世嬌等[12]在綜合考慮電連接器接觸件尺寸、工藝和材料參數(shù)與其可靠性指標(biāo)之間關(guān)聯(lián)性的前提下，建立了電連接器可靠性設(shè)計的數(shù)學(xué)模型，并提出了電連接器可靠性定量設(shè)計的方法。

接觸件疲勞失效是導(dǎo)致電連接器失效的重要原因之一[13-14]。Huang等[15]提出了一種電連接器的三維有限元模型用以研究其微動磨損的力學(xué)性能和接觸性能，并給出了評估其疲勞壽命的計算方法。文獻[16]以微型電連接器為研究對象，依據(jù)疲勞壽命預(yù)測理論和S-N曲線對電連接器的危險部位進行了疲勞壽命預(yù)測。Li等[17]設(shè)計了一種加速壽命實驗方法，并據(jù)此建立了電連接器接觸件疲勞壽命的可靠性預(yù)測模型。

接觸件制造和配合誤差的存在是降低接觸疲勞壽命從而造成接觸件疲勞失效的主要影響因素之一。本文針對某型航空電連接器，利用三維建模軟件實現(xiàn)了接觸件的參數(shù)化建模，聯(lián)合使用有限元分析軟件對接觸件進行了單次插拔過程的接觸性能分析。然后，利用疲勞分析軟件建立了疲勞壽命的仿真計算模型。同時，考慮制造誤差和配合誤差的隨機性，利用蒙特卡羅法得到電連接器的疲勞壽命分布類型，進而完成了航空電連接器接觸件疲勞壽命的可靠性建模，實現(xiàn)了對接觸件疲勞壽命的概率預(yù)測，為預(yù)防電連接器發(fā)生疲勞失效和滿足可靠壽命要求下接觸件制造和裝配過程中關(guān)鍵工藝參數(shù)(公差帶等)的合理選用提供理論基礎(chǔ)。

1 單次插拔過程接觸性能分析

1.1 三維CAD模型的建立

以某型軍用航空電連接器38999系列通用接觸件22#插針插孔為研究對象，利用SOLIDWORKS三維建模軟件，建立插針插孔參數(shù)化模型如圖1(a)所示，其中，插針的直徑為0.762 mm，插孔端部開口尺寸為0.65 mm插孔端部縮孔精確建模局部放大如圖1(b)所示。

1.2 單次插拔過程力學(xué)特性分析

圖1 插針插孔參數(shù)化模型Fig.1 Drawings of parametric model for pin and jack

將插針插孔SOLIDWORKS三維配合模型導(dǎo)入ABAQUS中進行有限元分析。接觸件22#插針與插孔的材料特性如表1所示。網(wǎng)格劃分時，選擇C3D10M四面體單元。由于插孔端部進行了縮孔，當(dāng)插針插入插孔時接觸件之間的接觸類型為面面接觸。無潤滑條件下，接觸件之間的摩擦系數(shù)設(shè)為0.13。最后，利用ABAQUS軟件仿真分析接觸件在單次插拔過程中的接觸性能。

由圖2可以看出，插針頭部剛剛插入插孔端部時，插針和插孔接觸的位置以及插孔簧片的根部等效應(yīng)力和等效應(yīng)變較大。

在插針不斷插入插孔過程中，簧片的變形量亦隨之不斷增大。當(dāng)插針頭部完全插入插孔時，如圖3所示，最大等效應(yīng)力和最大等效應(yīng)變的位置均在插孔簧片的根部。

從圖3可以看出，插針完全插入插孔時，插孔簧片的根部區(qū)域的應(yīng)力最大且超過了材料的屈服極限，但是所占比例很小。由文獻[11]分析可知，簧片根部開槽處發(fā)生了應(yīng)力集中，設(shè)計過程中應(yīng)該盡量避免這種情況的出現(xiàn)。

圖4表示簧片根部的應(yīng)力分布情況，應(yīng)力最大值為299 MPa，超過了材料的屈服極限280 MPa。因此在接觸件工作過程中，插孔簧片的根部率先發(fā)生塑性變形。當(dāng)塑性變形累積到一定量時，插孔簧片根部某些部位會萌生裂紋。此時，隨著插拔次數(shù)的增加，裂紋不斷擴展，當(dāng)達到一定長度時插孔簧片易發(fā)生整體斷裂，嚴(yán)重影響航空系統(tǒng)的可靠性。

表1 接觸件的材料特性Table 1 Material properties of contact parts

為了直觀地觀察接觸件單次插拔過程中簧片根部等效應(yīng)力和應(yīng)變最大值處單元節(jié)點的應(yīng)力和應(yīng)變的變化情況，在ABAQUS軟件輸出結(jié)果中輸出該危險節(jié)點在仿真過程中的等效應(yīng)力和應(yīng)變曲線，如圖5所示，圖5中0～2 s表示插針插入插孔過程，2～3 s表示插針拔出插孔過程。接觸件插拔力的變化如圖6所示。

圖2 插針頭部剛插入插孔時的應(yīng)力和應(yīng)變云圖Fig.2 Stress and strain nephograms when the head pin is just plugged into the jack

圖3 插針完全插入插孔時的應(yīng)力和應(yīng)變云圖Fig.3 Stress and strain nephograms when the pin is plugged completely into the jack

圖4 簧片根部應(yīng)力分布Fig.4 Stress distribution at root of reed

圖5 等效應(yīng)力和應(yīng)變最大位置處變化曲線Fig.5 Variation curves of maximal equivalent stress and strain

圖6 插孔與插針之間的插拔力Fig.6 Plugging-pulling force between jack and pin

2 接觸疲勞壽命分析

2.1 疲勞失效物理模型

雙簧片接觸件的截面形狀如圖7(a)所示，面積為：A=A1-A2，A1和A2分別為圖7(b)和圖7(c)的面積，且A1和A2的值為

(1)

式中：R和r分別為圖7(b)和圖7(c)中對應(yīng)的圓弧半徑；α1和α2分別為其對應(yīng)圓心角的大小。

通過查閱機械設(shè)計手冊[18]可得圖7(b)和圖7(c)中弦的高度分別為h1=R[1-cos(α1/2)]和h2=r[1-cos(α2/2)]。它們的重心到x1軸的距離y1和y2分別為

圖7 雙開槽接觸件插孔簧片的截面圖Fig.7 Sectional picture of jack reed of double groove contact

(2)

圖7(a)的重心到x1軸的距離為

(3)

式中：R、r和h均已知，且由圖7可知h1=h、h2=h-(R-r)，從而可計算出y的值。圖7(b)和圖7(c)對x1的慣性矩分別為

(4)

由此可知圖7(a)對x軸的慣性矩為

Ix=Ix1-Ay2

(5)

式中：Ix1=Ix11-Ix12。為了便于研究接觸件間的接觸壓力，將插孔結(jié)構(gòu)簡化為懸臂梁模型，如圖8所示。

由此可推出接觸壓力和接觸壓力對插孔簧片根部的彎矩分別為

(6)

M=FL

(7)

式中：δ為簧片的撓度；L為簧片長度；E為簧片材料的彈性模量。經(jīng)分析可知，最大等效拉應(yīng)力的位置出現(xiàn)在圖7(a)半圓環(huán)的下端點處，且下端點到中性層軸的距離為s=h- (R-y)，因此，插孔簧片根部最大等效拉應(yīng)力為

(8)

圖8 插孔簧片等效模型Fig.8 Equivalent model for jack reed

工程實際中，I型裂紋(如圖9(a)所示)最為常見且危害度最高[19]。從簧片的結(jié)構(gòu)和受力特點可知簧片根部開槽處裂紋為I型。因此，應(yīng)用無限寬長條板有單邊裂紋且受無窮遠(yuǎn)處均勻拉伸模型(如圖9(b)所示)，得到材料的應(yīng)力強度因子[20]為

(9)

式中：a為裂紋長度。

同時，通過以上的有限元分析可知最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在簧片根部開槽處，且該值大于錫青銅的屈服極限，導(dǎo)致開槽處在小范圍內(nèi)會發(fā)生塑性變形，此時應(yīng)力強度因子已不足以作為斷裂依據(jù)。因此，利用工程上較為常用的Irwin小范圍屈服條件下的裂紋尖端張開位移(CTOD)準(zhǔn)則[19]對該范圍屈服的塑性區(qū)進行修正，得到裂紋尖端張開位移為

(10)

式中：σs為材料的屈服極限；v為裂紋沿y方向的位移，且其值為

(11)

Δ≥Δc

(12)

圖9 I型裂紋及單邊裂紋模型Fig.9 Crack of mode I and model for single-edge crack

2.2 應(yīng)變-壽命方程式的建立

在使用FE-SAFE軟件進行疲勞分析前，需首先建立接觸件的壽命評估模型。考慮到某型電連接器接觸件材料錫青銅為韌性較好的金屬材料，因此選擇適應(yīng)于求解韌性材料疲勞壽命的Brown-Miller臨界平面法建立其疲勞壽命評估模型。將傳統(tǒng)的應(yīng)變-壽命方程式左邊以剪切應(yīng)變幅值和法向應(yīng)變幅值表示，則可得到Brown-Miller應(yīng)變壽命方程為

(13)

式中：Δγmax為最大剪應(yīng)變范圍；Δεn為最大剪應(yīng)變平面上的法向應(yīng)變范圍；σf為疲勞強度系數(shù)；εf為疲勞延性系數(shù)；b為疲勞強度指數(shù)；c為疲勞延性指數(shù)；Nf為以循環(huán)數(shù)計的疲勞壽命；C1為彈性情況下的實常數(shù)；C2為塑性情況下的實常數(shù)。

對于彈性問題，材料的泊松比υ=0.34，Δγmax=(1+υ)Δε1=1.34Δε1，Δεn=(1-υ)Δε1/2=0.33Δε1,則C1=1.34+0.33=1.67，Δε1為主應(yīng)變。對于塑性問題，泊松比υ=0.5，同理，計算得C2=1.75。

將以上參數(shù)值代入式(13)可得Brown-Miller應(yīng)變-壽命方程為

(14)

由于制造和裝配誤差的存在，插孔在插拔過程中承受的應(yīng)力是不均勻的，因此需要用Morrow平均應(yīng)力法進行修正。設(shè)平均正應(yīng)力為σm,n，則修正后的Brown-Miller應(yīng)變-壽命方程為

(15)

本文研究的接觸件材料為錫青銅，其屈服極限σs=280 MPa，彈性模量E=110 GPa，在FE-SAFE軟件中采用Seeger估算法得到其疲勞性能數(shù)據(jù)如表2所示，即式(15)中b=-0.087，c=-0.58，σf=420 MPa，εf=0.59。根據(jù)以上數(shù)據(jù)，在FE-SAFE軟件中擬合接觸件材料的應(yīng)變-壽命曲線，如圖10所示。

表2 錫青銅的疲勞性能Table 2 Fatigue properties of tin bronze

圖10 應(yīng)變-壽命曲線Fig.10 Curve of strain-life

2.3 接觸疲勞壽命仿真求解

零件的疲勞壽命理論求解一般采用系數(shù)修正法進行近似計算，而疲勞壽命的仿真求解則基于軟件內(nèi)嵌的疲勞分析算法較為充分地考慮了零件的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)和載荷歷程。因此，本文采用聯(lián)合ABAQUS和FE-SAFE軟件對接觸件的疲勞壽命進行仿真計算，仿真流程如圖11所示。

由有限元分析可知接觸件在受載過程中，單元節(jié)點上主應(yīng)力的大小和方向不斷發(fā)生變化，即接觸件易發(fā)生多軸疲勞失效，因此選擇臨界平面法對接觸件進行疲勞壽命的分析計算。臨界平面法通常分為2步，首先計算出疲勞臨界面上的應(yīng)力-應(yīng)變歷程，然后將臨界面上的應(yīng)力-應(yīng)變轉(zhuǎn)化為疲勞累積損傷，即使用修正后的Miner法則[21]計算出節(jié)點的最終疲勞壽命。電連接器在插拔過程中應(yīng)力集中主要出現(xiàn)在插孔上，因此，為減少計算量，僅對插孔進行疲勞壽命求解。將ABAQUS有限元分析的結(jié)果文件導(dǎo)入到FE-SAFE中，以單次插拔過程中接觸性能為邊界條件對接觸件進行疲勞壽命計算。其FE-SAFE關(guān)鍵分析步驟如下所述。

1) 接觸件材料的定義

采用Seeger算法近似估算接觸件錫青銅材料的疲勞性能。將σs=280 MPa、E=110 GPa輸入到圖12所示的對話框中，F(xiàn)E-SAFE會自動得到錫青銅材料的疲勞性能參數(shù)。

2) 接觸件疲勞算法選擇

由2.2節(jié)內(nèi)容分析可知，接觸件疲勞算法選擇Brown Miller-Morrow算法，如圖13所示。

3) 接觸件疲勞壽命計算與分析

基于接觸件插孔材料裂紋萌生準(zhǔn)則， FE-SAFE仿真計算結(jié)果為：接觸件疲勞壽命仿真值為2 205.502次。將FE-SAFE計算結(jié)果文件導(dǎo)入ABAQUS中，在ABAQUS中顯示接觸件的疲勞壽命云圖，如圖14所示。由圖14可知，多次插拔作用后，插孔簧片根部位置出現(xiàn)了明顯的疲勞損傷。

圖11 疲勞壽命仿真分析流程Fig.11 Flowchart of fatigue life simulation analysis

對比圖14和圖3(a)可知，ABAQUS的應(yīng)力應(yīng)變分析結(jié)果云圖和FE-SAFE的疲勞損傷結(jié)果云圖完全吻合。

圖12 錫青銅材料疲勞參數(shù)估算Fig.12 Estimation of fatigue parameters of tin bronze

圖13 疲勞算法和修正準(zhǔn)則定義Fig.13 Fatigue algorithms and definition of correction criteria

圖14 插孔疲勞壽命的對數(shù)云圖Fig.14 Nephogram of logarithm of fatigue life of jack

3 誤差影響下接觸疲勞壽命的可靠性分析

電連接器接觸件的接觸疲勞壽命是指接觸件經(jīng)過若干次插拔工作循環(huán)后，插孔簧片根部位置萌生裂紋，若繼續(xù)工作，則插孔簧片與插針的接觸壓力無法保證信號的穩(wěn)定傳遞。

3.1 制造誤差的影響

以插孔為研究對象，研究插孔簧片長度、端部開口尺寸以及開槽寬度等3種制造誤差對電連接器接觸疲勞壽命的影響。將ABAQUS軟件分析得到的結(jié)果文件導(dǎo)入FE-SFAE中，并以接觸件單次插拔的應(yīng)變作為邊界條件，分別對3種制造誤差對電連接器疲勞壽命的影響進行定量分析[22]。

1) 插孔簧片長度誤差的影響

理想條件下，單獨分析插孔簧片長度誤差對電連接器疲勞壽命的影響。基于某型軍用航空電連接器接觸件的設(shè)計圖紙公差帶，將插孔簧片的分析長度分別取為2.97、2.98、2.99、3.00、3.01、3.02和3.03 mm。將在各個長度值下分析得到的接觸件疲勞壽命在同一坐標(biāo)系中用光滑曲線連接，如圖15所示。

從圖15可以看出，當(dāng)插孔簧片長度小于設(shè)計尺寸3.00 mm時，接觸件的疲勞壽命總體呈下降趨勢，這是因為插孔簧片長度減小，插針插入插孔過程中簧片的撓度相對加大，導(dǎo)致簧片根部所受應(yīng)力變大，從而嚴(yán)重減少了接觸件的疲勞壽命；當(dāng)插孔簧片長度大于設(shè)計尺寸時，雖然接觸件的疲勞壽命上下波動幅度較大，但是總體亦是呈下降趨勢，這是由于簧片長度加大時，接觸件的接觸性能變差，導(dǎo)致疲勞壽命的降低，且此時簧片長度已不滿足國軍標(biāo)的要求。

2) 插孔開槽寬度誤差的影響

圖15 插孔簧片長度對電連接器疲勞壽命的影響Fig.15 Influence of length of jack reed on fatigue life of electric connector

同理，插孔開槽寬度對接觸件疲勞壽命的影響如圖16所示。當(dāng)插孔的開槽寬度小于設(shè)計尺寸0.40 mm時，插針插入插孔過程中，插孔的撓度相對增大，使得插孔簧片根部的應(yīng)力增大，接觸件的疲勞壽命隨之降低；當(dāng)插孔的開槽寬度大于設(shè)計尺寸時，在一定范圍內(nèi)，接觸件的疲勞壽命呈上升趨勢，但過大的開槽寬度亦會使接觸件之間的分離力過小，導(dǎo)致不滿足國軍標(biāo)對接觸件分離力的要求。

3) 插孔端部開口尺寸制造誤差的影響

圖17表示插孔端部開口尺寸對電連接器疲勞壽命的影響，從圖17中可以看出，當(dāng)插孔端部開口尺寸小于設(shè)計尺寸0.65 mm時，隨著插針插入插孔，插孔簧片變形量不斷增加，簧片根部應(yīng)力亦隨之增大，導(dǎo)致接觸件的疲勞壽命降低；當(dāng)插孔端部開口尺寸大于設(shè)計尺寸時，接觸件的疲勞壽命總體呈上升趨勢，但是，此時接觸件之間的分離力會迅速降低，不滿足國軍標(biāo)的要求。

圖16 插孔開槽寬度對電連接器疲勞壽命的影響Fig.16 Influence of slot width of jack on fatigue life of electric connector

圖17 插孔端部開口尺寸對電連接器疲勞壽命的影響Fig.17 Influence of opening size at end of jack on fatigue life of electric connector

3.2 配合誤差的影響

電連接器在裝配過程中可能存在配合誤差，使得插針中心偏離插孔中心，導(dǎo)致插針和插孔內(nèi)壁出現(xiàn)過度擠壓現(xiàn)象甚至容易造成接觸件斷裂，嚴(yán)重影響了接觸件的疲勞壽命和整個系統(tǒng)的安全性。本文就位移誤差和角度誤差，聯(lián)合利用ABAQUS軟件和FE-SAFE軟件定量分析了2種配合誤差對接觸件疲勞壽命的影響。

1) 位移誤差的影響

位移誤差是指接觸件配合時，兩者的軸線不重合而存在一定的徑向偏移量。從圖18中可以看出，疲勞壽命隨著位移誤差的不斷增大而降低。由于位移誤差的存在，導(dǎo)致插針在插入插孔過程中過度擠壓插孔一側(cè)簧片，同時插孔簧片還需克服因插針直徑與插孔端口尺寸不同而引起的變形，從而加劇了插孔簧片在接觸過程中的變形；隨著位移誤差的不斷增大，接觸件間的正壓力以及插孔簧片根部最大等效應(yīng)力亦不斷增加，進而導(dǎo)致接觸件的疲勞壽命隨著位移誤差的遞增而逐漸降低。

同時，從圖18中可以看出電連接器的疲勞壽命隨著一定范圍內(nèi)的位移誤差呈現(xiàn)出很強的規(guī)律性，通過MATLAB擬合計算可得到在滿足500次插拔要求下，該型電連接器接觸件允許的最大位置誤差為0.054 mm。

2) 角度誤差的影響

圖18 接觸件疲勞壽命隨著位移誤差增大的變化曲線Fig.18 Variation curve of fatigue life of contact partswith increase of displacement error

圖19 接觸件疲勞壽命隨角度誤差增加的變化曲線Fig.19 Variation curve of fatigue life of contact parts with increase of angle error

角度誤差是指接觸件配合時，兩者的軸線不重合而是存在一定的偏角。接觸件疲勞壽命隨角度誤差的變化如圖19所示。電連接器的疲勞壽命隨著角度誤差的加大而呈近似線性減小趨勢。這是因為裝配時的角度誤差使得插針與插孔接觸過程中，插針的實際直徑增大，進而導(dǎo)致接觸件在插入和拔出時插孔簧片的變形量增加，接觸件間的正壓力和插孔簧片根部的最大等效應(yīng)力亦增大。

同時，從圖19可以看出電連接器的疲勞壽命隨著一定范圍內(nèi)的角度誤差呈現(xiàn)出線性變化規(guī)律。利用MATLAB擬合計算可得到在滿足500次插拔 要求下，該型電連接器接觸件允許最大的角度誤差為1.041°。

3.3 接觸疲勞壽命的可靠性分析模型

假定制造誤差和配合誤差均服從正態(tài)分布，基于圖紙公差帶要求和“3σ方法”令開槽寬度X1～N(0.4,0.016 72) mm，簧片長度X2～N(3.00,0.016 72) mm，端部開口尺寸X3～N(0.65,0.012) mm， 配合角度Y1～N(0,0.139 2) (°)，配合位移Y2～N(0,0.023 2) mm?；诿商乜_仿真抽樣技術(shù)，利用MATLAB軟件，對該型軍用航空電連接器接觸件插孔的開槽寬度、簧片長度、端部開口尺寸以及插針和插孔在裝配過程中出現(xiàn)的角度誤差以及位移誤差進行10 000次抽樣，然后利用得到的抽樣數(shù)據(jù)對接觸件進行三維建模并進行有限元分析，進而對其疲勞壽命進行求解。表3為計算得到的接觸件疲勞壽命數(shù)據(jù)。

表3 電連接器接觸件抽樣尺寸的疲勞壽命

根據(jù)表3接觸件的疲勞壽命計算結(jié)果，利用MINITAB軟件進行統(tǒng)計分析，選擇置信區(qū)間為95%，對比各類分布的擬合優(yōu)度檢驗的AD值和P值，最終確定接觸件的疲勞壽命服從三參數(shù)的威布爾分布，并且：尺度參數(shù)為η=2 583.963；形狀參數(shù)為β=2.454；位置參數(shù)為x0=69.231 2。其疲勞壽命的概率密度函數(shù)和分布函數(shù)分別為

x≥x0

(16)

(17)

根據(jù)三參數(shù)的威布爾分布失效概率密度函數(shù)和可靠度函數(shù)，畫出疲勞壽命的概率密度曲線和可靠度曲線如圖20所示。

設(shè)電連接器接觸件的設(shè)計疲勞壽命為[L]，計算疲勞壽命為L(i)，為保證電連接器正常工作要求接觸件的計算壽命大于等于其設(shè)計壽命，則該接觸件疲勞壽命可靠度的計算式為

(18)

圖20 電連接器接觸件疲勞壽命的概率密度和可靠度曲線Fig.20 Probability density and reliability curves of fatigue life of contact parts of electrical connector

根據(jù)GJB 599A—1993，該型電連接器接觸件插拔壽命不小于500次，即令設(shè)計壽命[L]=500，則其可靠度為

(19)

(20)

4 結(jié) 論

1) 考慮插孔制造誤差和插針插孔配合誤差的隨機性，基于接觸件疲勞壽命的仿真模型，提出了軍用航空電連接器接觸件疲勞壽命的可靠性建模技術(shù)。對應(yīng)接觸件疲勞壽命為常數(shù)的情況，給出了電連接器接觸件疲勞壽命的可靠度計算方法。實現(xiàn)了工程實際中，電連接器在經(jīng)歷任意次插拔后疲勞壽命的可靠度預(yù)測。

2) 基于所建立的可靠性模型，計算得出某型航空電連接器的接觸件疲勞壽命服從尺度參數(shù)為η=2 583.963；形狀參數(shù)為β=2.454；位置參數(shù)為x0=69.231 2的三參數(shù)威布爾分布。依據(jù)GJB 599A—1993標(biāo)準(zhǔn)，某型軍用航空電連接器的許用壽命為500次，其接觸件的疲勞壽命可靠度為98.78%。

3) 電連接器接觸件疲勞壽命隨著插孔簧片長度、端部開口尺寸、開槽寬度3種制造誤差的增大出現(xiàn)無規(guī)律波動現(xiàn)象；隨著位移和角度2種配合誤差的增大呈現(xiàn)有規(guī)律的減小趨勢。根據(jù)GJB 599A—1993要求，在滿足500次插拔要求下，該型電連接器接觸件允許最大的位置誤差為0.054 mm，最大的角度誤差為1.041°。