Study and optimization of robotized orbital drilling process for the assembly of aeronautical structures
Etude et optimisation du perçage orbital robotisé pour l'assemblage des structures aéronautiques
Résumé
This thesis addresses the orbital drilling of AA2024-T351 aluminum alloy parts. This case study arose from an industrial problem encountered by various aircraft manufacturers who wish to integrate this process into their manufacturing processes. Despite the multiple advantages of orbital drilling compared to conventional axial drilling, there is still a very important technological barrier: the lower fatigue strength of drilled aluminum alloy parts. This is due to the non-optimization of residual stress levels within the boreholes produced by this process. There is currently no means of optimizing orbital drilling cutting parameters. The overall objective is to improve the fatigue life of drilled parts by introducing during drilling compressive residual stresses and strain-hardening, which are both beneficial to components fatigue life. The work presented in the thesis focuses firstly on the orbital drilling cutting parameters optimization, based on the specific cutting forces and energies minimization. An innovative mechanical surface treatment was introduced within the project: orbital deep rolling. Its characterization had been carried out using Finite Element Method. These models allowed to study further its parameters influence on boreholes surface integrity, particularly on residuals stress. A comparison with experimental results is achieved in order to validate the various numerical simulations implemented. Experimental characterization of the surface integrity of the boreholes performed with orbital drilling under optimized cutting conditions and with orbital deep rolling proved not only the feasibility of the orbital deep rolling process, but also compliance with aeronautical requirements. All this is completed by a fatigue life study of AA2024-T351 aluminum alloy drilled samples.
Ces travaux de thèse traitent du perçage orbital de pièces en alliage d'aluminium AA2024-T351. Ce cas d'étude est issu d'une problématique industrielle rencontrée par différents constructeurs aéronautiques qui souhaitent intégrer ce procédé dans leurs moyens de fabrication. Malgré les multiples avantages du perçage orbital par rapport au perçage axial conventionnel, il subsiste un véritable frein technologique très important : l'abaissement de la tenue en fatigue des pièces en alliage d'aluminium percées. Ceci résulte d'une non optimisation des niveaux des contraintes résiduelles au sein des alésages réalisés par ce procédé. Il n'existe à ce jour aucun moyen d'optimisation des paramètres de coupe du perçage orbital. L'objectif global de ces travaux est d'améliorer la durée de vie en fatigue des pièces percées en introduisant au cours de l'opération des contraintes résiduelles compressives et de l'écrouissage superficiel, tous deux bénéfiques pour la tenue en service des composants. Les travaux présentés se focalisent d'abord sur l'optimisation des paramètres de coupe du perçage orbital au sein de l'alliage d'aluminium AA2024-T351, optimisation menée sur la base de la minimisation des efforts et énergies spécifiques de coupe. Un traitement mécanique de surface novateur a également été introduit au sein du projet : le galetage orbital. La caractérisation de ce procédé a été réalisée au moyen de modèles Éléments Finis. Ces modèles ont permis a posteriori d'étudier l'influence des paramètres de ce procédé sur l'intégrité de surface de l'alésage, notamment sur la répartition des contraintes résiduelles. Une mise en parallèle avec les résultats expérimentaux est effectuée, afin de valider les différentes simulations numériques mises en œuvre. Une caractérisation expérimentale de l'intégrité de surface des alésages, réalisés par perçage orbital en conditions de coupe optimisées et par galetage orbital, ont démontré, non seulement, la faisabilité du procédé de galetage orbital, mais aussi le respect des exigences aéronautiques. L'étude de la tenue en fatigue d'éprouvettes en alliage d'aluminium AA2024-T351 percées ont complété cette caractérisation.
Origine : Version validée par le jury (STAR)