Avaliação dos Efeitos da Radiação Ionizante em Aviônicos

Avaliação dos Efeitos da Radiação Ionizante

em Aviônicos

Adriane Cristina Mendes Prado - Engenheira Aeronáutica1

Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP Evaldo Carlos Fonseca Pereira Junior - Engenheiro Eletricista2

Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP Odair Lelis Gonçalez - Doutor em Tecnologia Nuclear3

Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP Claudio Antonio Federico – Doutor em Tecnologia Nuclear4

Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP

Palavras Chave: Aviônicos, Segurança de Vôo, Single Event Effects, Single Event Upset.

BIOGRAFIA

1 - Graduada em Engenharia Aeronáutica e Espaço pela Universidade do Vale do Paraíba - UNIVAP (2012), tendo recebido menção de Honra ao Mérito do CREA-SP, por ter se destacado em primeiro lugar no referido curso. Bolsista de iniciação científica no Instituto de Estudos Avançados em São José dos Campos de 2010 a 2012 e atual aluna de mestrado do Programa de pós-graduação em Ciências e Tecnologias Espaciais do ITA/IEAv/IAE, com bolsa do Programa Pró-estratégia da CAPES.

2 - Graduado em Engenharia Elétrica pela Universidade de Taubaté (2004). Desenvolve P,D&I sobre os efeitos da radiação ionizante em componentes eletrônicos de uso aeroespacial, como colaborador-bolsista no Instituto de Estudos Avançados em São José dos Campos desde 2008 e atual aluno de mestrado do Programa de pós-graduação em Ciências e Tecnologias Espaciais do ITA/IEAv/IAE. 3 - Bacharel em Física pela Universidade de São Paulo (1978), Mestre em Ciências pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (1982) e Doutor em Tecnologia Nuclear pela Universidade de São Paulo (1998). Pesquisador titular no Instituto de Estudos Avançados e coordenador do grupo de pesquisa sobre efeitos da radiação em materiais e componentes de uso aeroespacial. Professor no Programa de Pós-graduação em Ciências e Tecnologias Espaciais do ITA/IEAv/IAE.

4 - Graduado em Ciências com habilitação em Física pela Faculdade de Ciências Aplicadas de São José dos Campos (1992), mestrado em Tecnologia Nuclear pela Universidade de São Paulo (2002) e doutorado em Tecnologia Nuclear pela Universidade de São Paulo (2011). Tecnologista Sênior e Supervisor de Radioproteção no Instituto de Estudos Avançados, credenciado pela CNEN. Professor de Graduação na Universidade Paulista – UNIP e de

Pós-graduação no Programa de Pós-Pós-graduação em Ciências e Tecnologias Espaciais do ITA/IEAv/IAE.

RESUMO

Nêutrons de alta energia produzidos pela radiação cósmica na atmosfera podem provocar efeitos indesejáveis nos sistemas eletrônicos de aeronaves, comprometendo a segurança de vôo. Estes efeitos, genericamente denominados de Single Event Effects (SEE) devem ser previamente avaliados e inseridos na análise de segurança para fins de homologação de sistemas para uso aeronáutico. Neste trabalho são discutidos os principais aspectos de avaliação destes efeitos à luz de normas específicas da IEC e são apresentados os primeiros passos para implantação de uma metodologia de avaliação experimental de SEE em aviônicos no país.

INTRODUÇÃO

O ambiente de radiação ionizante aeronáutico é caracterizado pela radiação cósmica que é composta por diversos tipos de partículas de alta energia oriundas do espaço e que atingem a Terra. Parte destas partículas é defletida pelo campo magnético terrestre, parte pode ficar aprisionada pelas linhas deste campo formando cinturões de radiação em torno da terra (os anéis de Van Allen) e outra parte, dependendo da energia da partícula, ângulo de incidência e latitude geomagnética, entre outros parâmetros, pode penetrar as linhas do campo magnético terrestre e atingir a terra. Quando isto ocorre, as partículas primárias da radiação cósmica interagem com os átomos da atmosfera formando chuveiros de radiação secundária que impactam a terra, principalmente a troposfera e a baixa estratosfera.

Os nêutrons são constituintes desta radiação cósmica na atmosfera e são os principais responsáveis pela dose de radiação recebida pelos tripulantes e sistemas aviônicos e, por isso, são os principais causadores de efeitos aleatórios indesejáveis em sistemas digitais da aeronave. A taxa de dose

oriunda desta radiação é alterada devido ao ciclo solar, clima espacial, latitude geomagnética e aumenta significativamente com a altitude conforme apresentado na Figura 1, atingindo um máximo, entre 10 km e 20 km, denominado máximo de Pfotzer, faixa esta já atingida por vôos comerciais de grande teto operacional (FEDERICO, 2011).

Tanto o ser humano quanto a aeronave e os seus dispositivos estão inseridos neste ambiente, sendo, desta forma, expostos continuamente à radiação, em especial, com doses maiores durante o vôo em grandes altitudes. Devido ao desenvolvimento de aeronaves com o teto operacional mais alto, o aumento do fluxo aéreo e a maior autonomia de certas aeronaves, o problema de controle do nível de dose de radiação ionizante recebida pelos equipamentos sensíveis de bordo está passando a ser gradualmente tão importante quanto a própria saúde ocupacional (proteção radiológica), uma vez que afeta diretamente a segurança de vôo, no que se refere à tolerância dos equipamentos embarcados aos efeitos da radiação. Esta necessidade motivou diversos estudos sobre este assunto publicados na literatura especializada internacional (BARTLETT, 2004; GOLDHAGEN, 2002). A União Européia e o Canadá já adotaram normas para o controle de exposição para as tripulações. (EURATOM, 1996; TRANSPORT CANADÁ, 2001; TRANSPORT CANADÁ, 2006)

Figura 1 - Taxa de dose efetiva devida à radiação cósmica, em função da altitude, calculada pelo programa CARI-6, para a região de São José dos Campos, SP, em janeiro de 2008. (FEDERICO, 2011) Devido ao fato de estarem inseridos neste ambiente de radiação ionizante os equipamentos eletrônicos embarcados em aeronaves são susceptíveis a um grupo de fenômenos conhecidos por “Single Event Effects” (SEE) produzidos principalmente por nêutrons. Estes efeitos acontecem nos computadores de bordo e subsistemas que armazenam

dados nas aeronaves, podendo comprometer

catastroficamente o seu funcionamento. Devido à crescente miniaturização e alto grau de integração destes componentes, indo da escala de micro para nanômetros, tem-se observado um aumento significativo na susceptibilidade de sistemas digitais aos efeitos da radiação ionizante. O principal efeito dos SEEs que podem provocar falhas na operação destes sistemas é conhecido como “Single Event Upset” (SEU) que ocorre quando uma partícula ionizante atinge um nó sensível de uma célula de um circuito digital, podendo provocar uma mudança de um registro lógico ("bit flip"), alterando assim a informação armazenada na célula (BOTH, 2012). Se ocorrerem "bit

flips" simultâneos em mais de uma unidade de armazenamento que contém informação da mesma palavra, tem-se uma alteração denominada "Multiple Bit Upset" (MBU), para a qual é muito mais difícil de efetuar-se a detecção e a correção de erro em nível de software. Um MBU não pode ser corrigido por um simples "error-correcting code" (ECC) (MUSSEAU, 1996; NEUBERGER et al, 2013; MANIATAKOS, 2012; SWIFT, 2001; NASSER, 2008; RADAELLI, 2005). Quando um SEU ou MBU afeta um processador, pode ocorrer a interrupção de seu funcionamento, evento este conhecido por “Single Event Functional Interrupt” (SEFI). Neste caso, o sistema poderia voltar à operação normal somente após a sua reinicialização.

Diferentemente do setor espacial, para o setor aeronáutico, estudos nesta área são recentes (principalmente nos últimos dez anos) e emergentes (FEDERICO, 2011; BARTLETT, 2004;

WILSON, 2008; DYER, 2001; NORMAND, 2004;

VUCOVI’C, 2010; SANIKKOV, 2004; GOLDHAGEN, 2002), dado ao crescente impacto destes efeitos nos equipamentos eletrônicos de bordo nos últimos anos. Algumas normas internacionais, como as especificações técnicas da IEC número 62396 de 2008 já contemplam o assunto (SAE, 2010; SAE, 1996; FAA, 2011; FAA, 1998; COOPER, 2012), incluindo nelas a necessidade de testes de qualificação de componentes eletrônicos de aviônicos quanto à sua tolerância a SEE e da efetividade de mecanismos de correção de erros que poderiam conduzir a falhas funcionais de sistemas críticos. O SEE já foi identificado como sendo a causa mais provável de algumas avarias em sistemas de computador de bordo durante voos. A revista National Security Science do laboratório nacional de Los Alamos publicou uma matéria a respeito do incidente com uma aeronave Airbus A330-303 operada pela Qantas Airways no ano de 2008. (COOPER, 2012) A unidade de referencia inercial da aeronave apresentou uma falha enviando dados errôneos ao sistema de controle de voo ocasionando uma mudança brusca de atitude e lançando os passageiros ao teto da mesma. Pelo menos 110 dos 303 passageiros e 9 dos 12 membros da tripulação ficaram feridos. A Figura 2 apresenta fotos deste incidente.

Figura 2 – Fotos do incidente com a aeronave Airbus A330 - 303

Este incidente foi analisado e possui relatório emitido pela Australian Transport Safety Bureau (ATSB, 2011). Outro incidente similar ocorreu com uma aeronave Boeing 777-200 em 2005 (ATSB, 2007) e o órgão avaliador indica a ocorrência de um SEE como sendo o motivo mais provável para as avarias que ocasionaram estes incidentes.

Desta forma é importante para a indústria aeronáutica nacional e para os organismos nacionais de homologação de produtos aeronáuticos e de normatização de segurança de vôo, que se estabeleça no país, uma metodologia certificada de testes de componentes aviônicos compatíveis com as recomendações

internacionais (INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION, 2008), bem como, a capacitação de recursos humanos para operacionalizar e aplicar tais testes de qualificação de aviônicos quanto à tolerância aos efeitos de SEE.

Este trabalho aborda alguns aspectos desta norma e os requisitos para ensaios de SEE em dispositivos eletrônicos que integram equipamentos aviônicos para fins de prevenção e análise de falhas.

EFEITOS DA RADIAÇÃO

Quando instrumentos eletrônicos são operados sob radiação ionizante, estes sofrem efeitos adversos no seu desempenho, resultantes da interação da radiação com seus componentes básicos. Em circuitos eletrônicos estes efeitos aparecem como uma mudança transitória ou permanente dos parâmetros elétricos dos componentes do circuito, seu mau funcionamento ou, até mesmo, sua falha completa e inoperacionalidade. Estes efeitos podem ser classificados como transientes ou cumulativos, podendo, também, ser reversíveis ou não reversíveis (GONÇALEZ, 2012). Os efeitos transientes estão geralmente associados à coleta rápida de cargas elétricas liberadas em uma região sensível do dispositivo pela passagem de uma partícula muito ionizante, causando um pulso elétrico espúrio no nó do circuito atingido. São genericamente chamados de Efeitos de Evento Único, ou SEE, do inglês "Single Event Effects". Embora transientes, alguns tipos de SEE podem causar danos irrecuperáveis nos componentes eletrônicos, como, por exemplo, um SEL (“Single Event Latch-up”) seguido de um SEB (“Single Event Burnout”).

Os efeitos cumulativos são devidos a dois mecanismos diferentes: (i) aprisionamento das cargas liberadas pela radiação nos óxidos ou nas interfaces de semicondutores e (ii) formação de defeitos na rede cristalina do semicondutor. O primeiro é causado por toda radiação direta ou indiretamente ionizante (Dose Ionizante Total ou TID, do inglês, "Total Ionizing Dose") e o segundo é causado pelo deslocamento de átomos da rede cristalina pela colisão elástica ou inelástica de uma partícula pesada incidente (Dano por Deslocamento ou DD, do inglês, "Displacement Damage"). Efeitos de TID em transistores de tecnologia MOS incluem a mudança em seus parâmetros elétricos, como a tensão de limiar e a corrente de fuga. Em células de memória, por exemplo, onde a informação é armazenada como níveis de tensão nos nós do circuito, as variações de parâmetros dos transistores podem levar a uma mudança no nível de tensão elétrica no nó de armazenamento de informações digitais, ocasionando um "bit flip". Os efeitos de TID dependem da dose total acumulada ao longo do tempo de exposição do componente à radiação. (GONÇALEZ, 2012)

O nêutron não é uma partícula dotada de carga elétrica e portanto não ioniza o meio material que atravessa. Entretanto, pode promover reações nucleares com os núcleos do meio produzindo a emissão de fragmentos ionizantes como prótons, dêuterons, alfas e até mesmo, fragmentos de fissão. Além disso nos espalhamentos com núcleos dos constituintes do meio pode deslocar os átomos da rede cristalina e produzir núcleos de recuo que, por sua vez, ionizam o meio. Este último é o principal mecanismo

de geração de SEE por nêutrons rápidos nos dispositivos semicondutores, onde há o recuo dos átomos de silício e algumas reações, como, por exemplo: 28Si(n,p)28Al provocada por nêutrons com energia superior a 8 MeV. (GONÇALEZ, 2012)

Além disso, certos nuclídeos, como o 10B e 235U, por exemplo, presentes como contaminantes em produtos de origem mineral, se fissionam na absorção de um nêutron térmico. No caso do 10_{B, presente em boro-silicatos, algumas vezes usados na} microeletrônica, a reação é a seguinte:

Li

He

B

n



10



4



7

onde os produtos de reação são emitidos dotados de energia cinética ( 2,3 MeV), uma vez que a reação é exoenergética.

(INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION, 2008; GONÇALEZ, 2012)

As partículas que podem causar algum efeito nos sistemas embarcados no interior da aeronave são: nêutrons, prótons e píons. O fenômeno mais provável causado devido à interação destas partículas com os dispositivos microeletrônicos são os SEEs que ocorrem devido ao deposito de cargas gerando ionização de átomos do meio em dispositivos situados nas regiões de coleta de cargas, ocasionando, conforme aqui descrito, falhas e mau funcionamento do mesmo. A principal partícula que gera estes efeitos em aviônicos em nível de altitude normal de vôo são os nêutrons. (PRADO, 2013) Os prótons secundários também podem causar efeito de evento único (SEE), pois a distribuição de prótons secundários é semelhante ao de nêutrons, especialmente no que diz respeito à energia e altitude. Para energias de até 500 MeV os prótons secundários na atmosfera são cerca de 20 a 30% do fluxo de nêutrons, mas para maiores energias os fluxos de prótons e o de nêutrons são comparáveis. Ainda, que para prótons com energia entre 100 e 750 MeV presentes no chuveiro de radiação cósmica na atmosfera, a variação com a altitude é muito semelhante à dos nêutrons (MUSSEAU et al, 1996). Sendo assim a contribuição dos prótons para a taxa SEE é considerada como inclusa dentro da taxa de SEE dos nêutrons induzidos.

O fluxo de píons da radiação cósmica na altitude de aeronaves é uma pequena fração do fluxo de nêutrons e de prótons, aproximadamente menor que 1% do fluxo de nêutrons. Desta forma estas partículas podem ser ignoradas para fins de cálculo da taxa de efeitos sobre eletrônicos a bordo de aeronaves.

(INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION, 2008)

A RADIAÇÃO NO INTERIOR DA AERONAVE

A radiação ionizante da atmosfera interagindo com o interior da aeronave pode causar vários efeitos sobre os equipamentos eletrônicos embarcados. Os principais efeitos, como já explicado, são os efeitos de evento único (SEE), dose ionizante total e danos por deslocamento, sendo o primeiro efeito mais significativo para aviônicos onde os nêutrons secundários oriundos da cascata de raios cósmicos na atmosfera são os mais significativos para causar problemas em circuitos eletrônicos.

Para determinar a taxa geral de SEU é importante, também, avaliar a contribuição dos nêutrons térmicos, pois, o fluxo de nêutrons térmico no interior de um avião é de 1 a 2 vezes maior que o fluxo de nêutrons de alta energia (> 10 MeV); e para muitos dispositivos a seção de choque SEU devido a nêutrons térmicos é mais elevada (por um fator de 1,5 a 3) do que a seção de choque SEU devido a nêutrons com energia maior que 10 MeV. (INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION, 2008).

O fluxo de nêutrons térmicos varia significativamente dentro de um avião devido à proximidade com materiais hidrogenados. Assim, o fluxo de nêutrons térmicos no interior da aeronave é cerca de 10 vezes maior que o fluxo no exterior da mesma porque os nêutrons atmosféricos de alta energia interagem com os materiais da aeronave, aumentando o fluxo de nêutrons térmicos em seu interior. Baseados nos cálculos de um modelo de uma aeronave Boeing 747, pode-se estimar que o fluxo de nêutrons térmicos no interior da aeronave é aproximadamente 1 a 2 vezes maior que o fluxo de nêutrons de alta energia. Já este fluxo no exterior da aeronave é de 0,15 a 0,25 vezes maior que o fluxo de nêutrons de alta energia.

(INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION, 2008).

A especificação técnica IEC 62396-1 cita que até o ano de 2006, quando foi editada, os dispositivos SRAMs eram os únicos testados com nêutrons térmicos para comprovar que têm uma seção de choque de SEU para nêutrons térmicos significativa. No entanto, é muito provável que os outros dispositivos, tais como DRAM, microprocessadores e FPGAs sejam também susceptíveis a SEU a partir de nêutrons térmicos, porém não havia verificação experimental para tais dispositivos até aquela data. Atualmente existem testes com estes dispositivos expostos a nêutrons térmicos comprovando a ocorrência da seção de

choque SEU (INTERNATIONAL

ELECTROTECHNICAL COMMISSION, 2008). O que causa este efeito é a reação do nêutron térmico com os contaminantes, como por exemplo, boro, actinídeos e terras raras. Ciente destes efeitos os fabricantes tentam diminuir a presença destes contaminantes nos dispositivos o que reduziu a ocorrência da seção de choque SEU devida a nêutrons térmicos.

Apesar de que a prevenção deste efeitos já está sendo incorporada pela indústria microeletrônica no seu processo de produção, testes de verificação da efetividade desta melhoria no produto devem ser efetuados antes da sua aplicação em sistemas críticos de aeronaves.

Dentre as normas mais importantes que abrangem o tema com orientações técnicas e testes de qualificação de aviônicos com respeito à tolerância à radiação ionizante pode-se citar a IEC/TS 62396: “Process Management for Avionics – Atmospheric Radiation Effects”, JESD-89A: “Measurement and Reporting of Alpha Particle and Terrestrial Cosmic Ray-Induced Soft Errors in Semiconductor Devices”, AC 23.1309 1C: “System Safety Analysis and Assessment for Part 23 Airplanes”, AC 25.1309-1A: “System Design and Analysis”, ARP4754: “Guidelines for Development of Civil Aircraft and Systems”, JESD57:1996 “Test Procedures for the

Measurements of Single-Event Effects in Semiconductor Devices from Heavy Ion Irradiation”, JEDEC 13.4 “Draft Test Standard For The Measurement Of Proton Radiation Effects In Microelectronic Devices”

SEE NA ANÁLISE DE SEGURANÇA

Com base em princípios de segurança de vôo é necessário avaliar os dispositivos microeletrônicos embarcados quanto à sua susceptibilidade a falhas por SEE, em especial SEU em sistemas digitais, entre outros eventos induzidos pela interação da radiação atmosférica com os componentes básicos (transistores) dos circuitos integrados que compõem os sistemas digitais.

O método utilizado para avaliar os impactos deste efeito deve ser o mesmo utilizado na avaliação de outros perigos associados aos produtos eletrônicos aviônicos e deve estar de acordo com as práticas aeroespaciais recomendadas contidas no ARP4754 (1996, apud IEC/ TS 62396) (SAE INTERNATIONAL, 2010) e ARP4761 (1996, apud IEC/ TS 62396) (SAE INTERNATIONAL, 1996) em FARs e ACs como, por exemplo a antiga AC23.1309-1C que foi cancelada e substituída pela FAA - AC23.1309-1E (FAA, 2011) e a FAA - AC25.1309-1A (FAA, 1998).

Utilizando a análise de perigos funcionais FHA (do termo em inglês “Functional Hazard Analysis”) o sistema é avaliado em relação aos perigos potenciais que poderiam afetar a segurança da aeronave, classificando os riscos exigidos para cada função em níveis de risco A, B, etc. O FHA envolve análises contidas em outros sistemas de avaliação de segurança como o PSSA (do termo em inglês “Preliminary System Safety Assessment”) e o SSA (do termo em inglês “System Safety Assessment”). O processo de engenharia de segurança envolvido na classificação de riscos e análises de segurança para o projeto de sistemas é apresentado de forma resumida e estruturada na Figura 3. Este projeto de segurança envolve avaliações de todas as fases e as funções atribuídas durante o projeto de um sistema de segurança que utiliza o FHA, PSSA e SSA.

A Tabela 1, transcrita da norma IEC 62396, fornece uma classificação do sistema em níveis de confiabilidade em função dos efeitos de falhas funcionais no sistema. Esta classificação de níveis é aplicada na fase FHA e será fundamental para se definir os requisitos de testes a serem aplicados ao referido sistema.

Para os sistemas nos níveis de confiabilidade de desenvolvimento A, B e C as taxas de SEE devem ser incluídas no projeto, tanto as taxas que resultam em erros leves (aqueles que são facilmente recuperados a partir da reinicialização do sistema), quanto os erros graves que são difíceis de recuperar a partir de uma reinicialização do sistema, neste caso, se fazendo necessária uma atividade de reparo.

Os sistemas de nível A são classificados em dois sub-níveis, AI e AII. O sub-nível AI envolve um grupo de funções das quais o piloto não faz parte do ciclo operacional da aeronave, como por exemplo, na navegação realizada por sistemas FBW (do termo em inglês “Fly-By-Wire”): este nível exige maior rigor na aplicação do sistema de segurança e inclui a avaliação de SEE para o cumprimento dos requisitos aceitáveis. Já o sub-nível AII envolve as funções em que o piloto participa ativamente do ciclo operacional, alimentando o sistema com

informações de vôo como, por exemplo, o sistema EFIS (do termo em inglês “Electronic Flight Instrumentation System”).

Figura 3 – Organograma das fases e processos envolvidos na avaliação de segurança de um sistema.

Tabela 1 - Classificação dos sistemas com relação ao nível de confiabilidade (INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION, 2006)

Classificação de condição de falha funcional (AC 23.1309-1C,

AC 25.1309-1A e ARP4754) Nível de confiabilidade de desenvolvimento (ARP4754) Catastrófico Nível A

Grave, Principal e/ou Perigoso Nível B

Maior Nível C

Menor Nível D

Sem efeito Nível E

Com a avaliação do FHA os efeitos SEE não seriam considerados explicitamente, pois nessa etapa não são avaliadas as origens das falhas funcionais, mas sim a gravidade das suas potenciais conseqüências. Ou seja, a avaliação FHA é mais abrangente e não envolve as possíveis falhas devido a SEE.

Na avaliação PSSA os efeitos oriundos da interação da radiação ionizante seriam introduzidos no sistema uma vez que os mesmos podem induzir modos de falha. Na avaliação PSSA os efeitos SEE são separados entre erros graves ou não e deve ser considerada a fase de vôo, uma vez que durante o cruzeiro a probabilidade de SEE é maior do que durante a decolagem e pouso (devido à maior altitude e, conseqüentemente, maior incidência da radiação). A Figura 4 apresenta o processo da fase PSSA que inclui os efeitos de SEE.

Figura 4 - Descrição da fase PSSA de projeto Como parte do projeto, os sistemas de aeronaves devem possuir monitoramento continuo e redundância em sua implementação já que os efeitos de falha podem incluir mau funcionamento ou perda de função do dispositivo. Como por exemplo, para dispositivos críticos na aeronave, como o computador de bordo, utiliza-se um sistema TMR do termo em inglês “Triple Modular Redundancy” que é um sistema de redundância que compara os dados em três circuitos eletrônicos distintos e, caso ocorra alguma alteração em um deles, através desta comparação o TMR substitui automaticamente a saída de dados do circuito eletrônico que apresentou falha.

Porém este sistema (TMR) é utilizado apenas em computadores de bordo e dispositivos críticos, pois o mesmo foi considerado economicamente inviável para sua aplicação em outros dispositivos com funções não criticas como dispositivos de imagem e processamento de dados (COOPER, 2012).

A caracterização e o controle dos sistemas de segurança em relação aos efeitos SEE obedecem a classificação em níveis já descrita anteriormente. Para avaliar os efeitos de SEE em aviônicos é sugerido para cada nível de sistema um método de teste e análise com os respectivos fatores de acurácia (se necessário), que devem ser realizados para o cumprimento dos requisitos de desempenho aceitáveis da função do dispositivo no ambiente de radiação.

Examinando os métodos de teste citados pela norma IEC 62396 observa-se que, não só pelos valores dos fatores de acurácia sugeridos, estes métodos ainda demandam substancial desenvolvimento, para melhoria da sua confiabilidade. A própria medida das taxas de SEE em experimentos com feixes conhecidos de nêutrons e prótons apresenta dificuldades na sua precisa determinação pela grande variabilidade de tecnologias, projetos e arquiteturas dos dispositivos básicos e pela dificuldade de se dispor de instalações experimentais que representam fielmente o espectro de partículas nas diferentes altitudes de latitudes do globo terrestre.

CÁLCULO DA TAXA DE SEE

Quando um dispositivo é submetido a um determinado fluxo de nêutrons a taxa R de ocorrência de um determinado SEE é

dada por (INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION, 2006):





max lim

).

(

).

(

E E

dE

E

E

R





(1)

onde: (E) é a seção de choque para o tipo de SEE em questão, (E) é o espectro de nêutrons, Elim é a energia limiar do nêutron para ocorrência do SEE e Emax é a energia máxima da distribuição de energia dos nêutrons.

A seção de choque de um dispositivo para cada tipo de SEE causado por nêutrons é um parâmetro do dispositivo, dependente da tecnologia, da arquitetura e do processo de fabricação. Este parâmetro deve ser obtido experimentalmente, determinando-se o seu limiar (menor energia do nêutron que provoca o efeito) e a sua dependência com a energia do nêutron.

O experimento ideal para obtenção da seção de choque em função da energia do nêutron incidente é a irradiação do dispositivo com feixes monoenergéticos de nêutrons em vários valores de energia (E = E1, E2,... En). Neste caso a seção de choque é dada por:

)

(

)

(

)

(

E

E

N

E







(2) onde N(E) é o número total de SEE observados durante a irradiação e (E) é a fluência total de nêutrons do experimento, onde (E) = (E)t, onde t é o tempo de irradiação.

Na prática é mais comum o uso de fontes e reações que geram nêutrons a partir de aceleradores de partículas de alta energia, que, em geral, não são monoenergéticos e apresentam uma distribuição de energia (E). Neste caso, a

secção de choque de SEE é a seção de choque média nesta distribuição de energia:







max lim max lim

)

(

)

(

)

(

E E E E

dE

E

dE

E

E









(3)

Quando a distribuição em energia do fluxo de nêutrons de uma instalação é a mesma (ou muito similar) à distribuição de energia dos nêutrons nas altitudes de voo, a seção de choque média é o parâmetro mais significativo para aplicações aeronáuticas do dispositivo. A taxa de ocorrência de SEE em condições de vôo é obtida pelo simples produto entre a seção de choque média e o fluxo total de nêutrons com energia acima do limiar incidente na aeronave: total

R









(4) onde:





max lim

)

(

E E total



E

dE



(5) Assim, instalações baseadas em aceleradores de partículas de alta energia com arranjos específicos de alvos conversores que geram uma distribuição de energia de nêutrons similar àquela existente nas altitudes de vôo são as mais adequadas para as medidas de secção de choque de SEE, bem como, para ensaios de qualificação de sistemas aviônicos integrados.

Estas instalações são poucas no mundo, dentre as quais pode-se citar: o aranjo CERF do CERN (Suiça), Los Alamos Neutron Science Center Facility (Estados Unidos) e TRIUMF (Canadá). Prado e col. (2013) apresenta uma listagem completa das instalações usadas para medidas de SEE em eletrônica, particularmente, aquelas para aplicações aeroespaciais.

DESENVOLVIMENTO DE TESTE DE SEE NO

IEAV/DCTA

Para demonstrar uma metodologia de teste de SEE produzido por nêutrons em desenvolvimento no Laboratório de Radiação ionizante (LRI) do IEAv utilizou-se um dispositivo de memória comercial (COTS) do tipo SRAM de uso geral em equipamentos eletrônicos digitais

Dispositivos de mesma tecnologia, porém atendendo a especificações para uso em aviônicos, podem ser submetidos aos mesmos testes de radiação já desenvolvidos no LRI para uso espacial, com os devidos ajustes na montagem do dispositivo de teste (DUT). Para testes em aviônicos deve-se estabelecer um critério para estrapolação da faixa de energia do teste para a faixa de energia de interesse para atender os requisitos estabelecidos em norma da IEC já discutida neste trabalho.

Neste experimento foi medida a seção de choque de SEU de uma memória SRAM de 4 Mbits de tecnologia de 130 µm exposta a um fluxo de nêutrons rápidos de 1,778x10³ n/cm².s produzido por um conjunto com oito fontes seladas de Am-Be de 100 mCi de 241Am.

A plataforma de teste foi construída no IEAv e consiste em montar o dispositivo de interesse em uma placa filha, que por sua vez, está conectada a placa mãe, que é controlada por um processador de sinal digital tipo “Blackfin”. Este processador tem a função de efetuar a leitura, escrita e controle da memória que está sob irradiação.

Os dados são adquiridos por meio de um software dedicado rodando em um computador externo ligado à placa mãe via TCP/IP para o controle remoto do experimento.

O método de medida consiste em verificar a ocorrência de bit flips, que é a mudança do registro lógico de uma posição da memória. Assim é escrita na memória uma seqüência alternada de bits, cujo valor é AAAA em hexadecimal (correspondente a 1010101010101010 em números binários) em palavras de 16 bits.

A leitura dos valores foi realizada periodicamente em intervalos correspondentes a valores crescentes de dose acumulada e a cada ciclo de leitura os endereços que apresentam alguma mudança de bit (bit flip) são armazenados em um arquivo de registro (BOTH, 2012; GONÇALEZ, 2012).

Trata-se este, portanto, de um teste de retenção de bit flip. Na Figura 5 é mostrado o arranjo do experimento. Os resultados do teste são apresentados na tabela 2.

Figura 5 - Foto do arranjo experimental de medida de seção de choque de SEU numa memória SRAM com

nêutrons rápidos.

Tabela 2 - Testes de retenção de bit flip em uma memória SRAM de 4 Mbit de tecnologia de 130 nm,

com nêutrons rápidos. Tempo de

Irradiação (s) Bit flip Seção de choque (cm²) 889254 61 3,86 x 10-08 ± 4,94 x 10-09 621081 59 5,34 x 10-08 ± 6,96 x 10-09 514974 32 3,49 x 10-08 ± 6,18 x 10-09 94314 11 6,56 x 10-08 ± 1,98 x 10-08 163754 7 2,40 x 10-08 ± 9,09 x 10-09 652062 87 7,50 x 10-08 ± 8,05 x 10-09 Média 4,42 x 10-08 ± 1,49 x 10-08 A seção de choque do dispositivo foi calculada pela equação 2, considerando-se a fluência total de nêutrons (nêutrons/cm²), calculada pelo produto do fluxo total de nêutrons (1,778x10³ n/cm².s ) pelo tempo de irradiação. Os erros indicados na seção de choque são somente de natureza estatística considerando-se uma distribuição de Poisson, onde a incerteza é igual a raiz quadrada do número de eventos contados. O valor final da seção de choque foi calculado a partir da média ponderada pelo inverso do quadrado dos erros das seis séries de medidas.

Cabe observar que este teste, em sua forma atual, possui caráter meramente de demonstração, pois o mesmo não atende os requisitos de teste definidos nas normas do IEC (2008) devido ao espectro de nêutrons utilizado no experimento situar-se no intervalo de energia que se estende até aproximadamente 10 MeV, sendo a energia média dos nêutrons de 4,18 MeV, o que não é o espectro de energia encontrado nas altitudes de vôo, o qual, segundo as especificações técnicas da IEC, é de interesse somente acima de 10 MeV.

Entretanto, este experimento, demonstra a suscetibilidade de memórias SRAM a nêutrons com energia abaixo de 10 MeV, indicando, portanto, a necessidade de revisão do valor de corte indicado pela IEC (2008).

CONCLUSÃO

Conforme exposto neste trabalho, ressalta-se que os estudos dos efeitos da radiação ionizante em componentes

aviônicos são um assunto emergente e precisam ser considerados em projetos de sistemas de segurança em vôo. Devido ao avanço tecnológico os equipamentos eletrônicos embarcados tendem a ser cada vez menores e o teto operacional das aeronaves comerciais cada vez maiores. Desta forma são necessários maiores estudos de como a radiação interfere em componentes embarcados e quais os métodos para evitar que a mesma influencie a segurança de vôo.

Os efeitos SEE que devem ser inclusos em análises de segurança de voo de acordo com o processo implantado durante o PSSA e, dependendo do efeito a que o dispositivo está sujeito em sua aplicação, o mesmo pode ser considerado como efeito de risco à segurança da aeronave e de seus passageiros. Os dispositivos podem ser classificados como risco catastrófico, grave, principal e/ou perigoso, maior, menor ou sem efeito de acordo com os resultados dos testes aplicados. Os órgãos regulamentadores da aviação civil exterior já se mostraram preocupados com este assunto e desde a década passada vem emitindo alguma regulamentação e orientação técnica a respeito de testes de qualificação de aviônicos com respeito à tolerância à radiação ionizante. Assim é necessário que no Brasil se criem competências em testes com componentes eletrônicos embarcados.

O presente trabalho contribui para o conhecimento deste campo no Brasil, apresentando uma revisão dos processos de engenharia que identificam e classificam os circuitos e sistemas embarcados com relação à tolerância à radiação bem como, reportando o resultado de ensaios preliminares de efeitos induzidos por nêutrons e indicando uma possível necessidade de estudos adicionais sobre o valor da energia de corte para efeitos de SEE induzidos por nêutrons.

Pelo exposto se faz evidente a importância da capacitação na análise destes efeitos e na realização de ensaios e medidas para qualificação dos dispositivos previamente à sua seleção para integrar o projeto de um circuito de aplicação aeronáutica e o seu posterior teste de aceitação na fase de fabricação do produto. Além disso, após a fabricação, testes de desempenho do sistema sob radiação devem ser realizados.

AGRADECIMENTOS

A CAPES pela bolsa de mestrado do programa Pró-estratégia e ao IEAv pela oportunidade de estudo.

REFERÊNCIAS

BARTLETT, D.T. Radiation protection Aspects of the cosmic radiation exposure of aircraft crew. Radiation Protection Dosimetry, v. 109, n. 4, p.349-355, 2004.

BOTH, T. H. et al. Analysis of Total Ionizing Dose Effects on a Pseudo-Static Random Access Memory (PSRAM). In: SYMPOSIUM ON MICROELECTRONICS TECHNOLOGY AND DEVICES, 27., 2012, Brasília. Microelectronics Technology and Devices - SBMicro 201. Pennington, New Jersey, USA: The Electrochemical Society, 2012. v. 49. p. 69-76.

CHUGG, A. M. et al. Probing the Charge Collection Sensitivity Profile Using a Picosecond Pulsed Laser at a Range

of Wavelengths. IEEE Trans. Nuc. Sci, v. 49, n. 6, p. 2969-2976, 2002.

COOPER, N. G. The Invisible Neutron Threat. .Net, Los Alamos, 2012. National Security Science. Los Alamos

National Laboratory. Disponível em:

<http://www.lanl.gov/science/NSS/issue1_2012/story4full.s html>. Acesso em: 09/11/2012.

DYER, C. Space Weather Effects on Spacecraft and

Aircraft. In: SPACE WEATHER WORKSHOP:

LOOKJING TOWARDS A EUROPEAN SPACE

WEATHER PROGRAMME, 2001, Noordwijk,

Holand.Proceedings…Holand: 2001.

EURATOM, 1996, Laying down basic safety standards for the protection of the health of workers and the general public against the dangers arising from ionizing radiation. Council Directive 96/29/EURATOM.

FAA, FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION – ADVISORY CIRCULAR. AC 23.1309-1E: System Safety Analysis and Assessment for Part 23 Airplanes. Washington, 2011. 36p.

FAA, FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION – ADVISORY CIRCULAR. AC 25.1309-1A: System Design and Analysis. Washington, 1988. 19p.

FEDERICO, C. A. Dosimetria da radiação cósmica no interior de aeronaves no espaço aéreo brasileiro. São Paulo: IPEN, 2011. 172p.

GOLDHAGEN, P. et al., Measurement of the Energy Spectrum of Cosmic-Ray Induced Neutrons aboard an ER-2 High Altitude Airplane. Nuclear Instruments & Methods in Physics Research, v. 476, n. 2, p. 42 – 51, 2002.

GONÇALEZ, O. L. et al. Qualification of electronic components with respect to the cosmic radiation tolerance for space applications. In: Workshop sobre os efeitos da radiação ionizante em componentes eletrônicos e fotônicos de uso aeroespacial, 4., 2012, São José dos Campos. Anais Werice Aeroespacial. São José dos Campos, 2012. v. 1, p. 51-56, 2012.

INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION. Process management for avionics – Atmospheric radiation effects – Part 1: Accommodation of atmospheric radiation effects via single event effects within

avionics electronic equipment. TECHNICAL

SPECIFICATION IEC/TS 62396-1. Reference number IEC/TS 62396-1:2006(E). First edition 2006-03.

INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION. Process management for avionics – Atmospheric radiation effects – Part 2: Guidelines for single event effects testing for avionics systems. TECHNICAL SPECIFICATION IEC/TS 62396-2. Edition 1.0 2008-08. (ISBN 2-8318-9958-3)

INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL

COMMISSION. Process management for avionics – Atmospheric radiation effects – Part 3: Optimising system design to accommodate the single event effects (SEE) of

atmospheric radiation. TECHNICAL SPECIFICATION IEC/TS 62396-3. Edition 1.0 2008-08. (ISBN 2-8318-9992-3) INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION. Process management for avionics – Atmospheric radiation effects – Part 4: Guidelines for designing with high voltage aircraft electronics and potential single event effects. TECHNICAL SPECIFICATION IEC/TS 62396-4. Edition 1.0 2008-07. (ISBN 2-8318-9934-6)

INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL COMMISSION. Process management for avionics – Atmospheric radiation effects – Part 5: Guidelines for assessing thermal neutron fluxes and effects in avionics systems. TECHNICAL SPECIFICATION IEC/TS 62396-5. Edition 1.0 2008-08. (ISBN 2-8318-9959-1)

JONES, R. et al. Comparison Between SRAM SEE Cross-Sections from Ion Beam Testing with those Obtained Using a New Picosecond Pulsed Laser Facility. IEEE Trans. Nuc. Sci, v. 47, n. 3, p. 539- 544, 2000.

MANIATAKOS, M.; MICHAEL, M. K.; MAKRIS, Y. Vulnerability-based Interleaving for Multi-Bit Upset (MBU) protection in modern microprocessors. In: TEST CONFERENCE (ITC), 2012. IEEE International. 2012 MUSSEAU, F. et al. Analysis of Multiple bit upsets (MBU) in a CMOS SRAM. IEEE Trans. on Nucl. Sci., v 43, n. 6, p. 2879-2888, Dec. 1996.

NASEER, R.; DRAPER, J. Parallel Double Error Correcting Code Design to Mitigate Multi-Bit Upsets in SRAMs. In: SOLID-STATE CIRCUITS CONFERENCE, 34. 2008,

Edinburgh. Disponível em:

<http://www.isi.edu/~draper/papers/esscirc08.pdf>. Acesso em: 17 jun. 2013.

NEUBERGER, G. et al. A Multiple Bit Upset Tolerant SRAM

Memory. Disponível em:

<http://www.inf.ufrgs.br/~fglima/neuberger_latw03.pdf.>. Acesso em: 17 ago. 2013.

NORMAND, E. Single Event Effects in Avionics and on the ground. Int. J. High Speed Elect. Syst., v. 14, n. 2, pp. 285 – 298, 2004.

PRADO, A. C. M. Tolerância à radiação em sistemas embarcados: Um estudo prospectivo do estado da arte e requisitos de engenharia. Pub IEAv n. IEAv-EFA/001/2013. São José dos Campos: Instituto de Estudos Avançados, 2013. RADAELLI, D. et al. Investigation of Multi-Bit Upsets in a 150 nm Technology SRAM Device. IEEE Trans. on Nucl. Sci. v. 52, n. 6, p. 2433-2437, Dec. 2005.

SAE INTERNATIONAL. Certification Considerations for Highly-Integrated or Complex Aircraft Systems - ARP4754. 2010. (1996, apud IEC/ TS 62396).

SAE INTERNATIONAL. Guidelines and Methods for Conducting the Safety Assessment Process on Civil Airborne Systems and Equipment - ARP4761. 1996. (1996, apud IEC/ TS 62396).

SANNIKOV, A. V. Single Event Upsets in Semiconductor Devices Induced by Highly Ionising Particle. Radiation Protection Dosimetry, v. 110, n. 1-4, pp. 399 – 403, 2004. SWIFT, G. M.; GUERTIN S. M. In-Flight Observations of Multiple-Bit Upset in DRAMs. IEEE Trans. Nuclear Science. v 47, n. 6, 2001. Disponível em: <http://nepp.nasa.gov/docuploads/5C83952E-CB29-424E-97BA449CF8181E7C/CassDRAM-00.pdf.> Acesso em: 17 jun. 2013.

TRANSPORT CANADÁ, 2001. Measures for managing exposure to comic radiation of employers working on board aircraft. Commercial and Business Aviation. Advisory Circular. n. 0183.

TRANSPORT CANADÁ, 2006. Measures for managing exposure to comic radiation of employers working on board aircraft. Commercial and Business Aviation. Advisory Circular. n. 0183R.

VIAL, C. et al. A New Approach to the Prediction of the Neutron-Induced SEU Rate. IEEE Trans. Nuc. Sci, v. 45, p. 2915-2920, 1998.

VUKOVI’C, B., et al. Measurements of Neutron Radiation in Aircraft. Applied Radiation and Isotopes, v. 68, pp. 2398 – 2402, 2010.

WILSON, J. W. et al. High altitude radiations relevant to the high speed civil transport (HSCT). Nasa Technical Documentation, 2008. NASA.