Reproduction de : Thèse de doctorat : Informatique et télécommunications : Toulouse, INPT : 2004. / Titre provenant de l'écran-titre. Bibliogr. 111 réf.

Reproduction de : Thèse de doctorat : Réseaux, télécommunications, systèmes et architecture : Toulouse, INPT : 2007. / Titre provenant de l'écran-titre. Bibliogr. 101 réf.

Les systèmes embarqués critiques (utilisés dans le domaine avionique, militaire ou médical) doivent assurer une continuité de service et la sécurité des données qu'ils contiennent ou échangent. La garantie de ces exigences s'effectue au travers d'un processus de développement rigoureux qui s'attache à détecter et corriger toute erreur avant la mise en production du système. Toutefois, plusieurs exemples (explosion de la fusée Ariane 5, échec de la mission Mars Climate Orbiter} ont montré les limites de ces méthodes. De plus, l'augmentation des fonctionnalités fournies par ces systèmes complique la garantie de règles de sécurité et de sûreté. Ce travail de thèse propose une méthode de conception de systèmes critiques visant à faciliter le respect des politiques de sécurité et de sûreté dans la production de systèmes critiques. L'approche décrite au sein de ce manuscrit définit des règles de spécifications des systèmes sûrs et sécurisés qui sont utilisés au cours d'un cycle de développement qui (i) valide, (ii) implante et (iii) certifie automatiquement le système. La validation de l'architecture (i) assure la bonne constitution des spécifications et garantit leur faisabilité. L'implantation automatique (ii) génère le système à partir des spécifications validées, garantissant la bonne traduction des spécifications en code exécutable. L'aspect certification (iii) compare l'exécution du système avec ses spécifications et vérifie sa conformité avec les standards de certification inhérents aux systèmes critiques. Cette partie de notre approche assure que les systèmes implantés respectent les contraintes de sécurité et de sûreté décrites par l'utilisateur

L’électronique embarquée dans l’aéronautique, couramment appelé avionique, est chargée d’effectuer des tâches critiques et doit présenter une fiabilité élevée. La technologie Complementary Metal Oxyde Semiconductor (CMOS) est couramment utilisée pour réaliser des composants critiques, comme des mémoires. Les composants CMOS sont susceptibles à deux types d’erreurs : les dégradations liées au vieillissement et les évènements singuliers causés par les particules cosmiques. Or, les conditions d’utilisation de l’avionique renforcent la fréquence d’occurrence de ces deux types d’erreurs. Le vieillissement consiste, pour les composants CMOS, en la dégradation de ses interfaces métal/oxyde et oxyde/semi-conducteur au cours de sa durée de vie. Les composants avioniques subissent un vieillissement accéléré de par leur condition d’utilisation intensive. Le rayonnement cosmique est composé de particules énergétiques d’origine extrasolaire. Certaines de ces particules sont susceptibles d’interagir un composant électronique et d’y déposer de l’énergie, cela peut causer une erreur appelée évènement singulier. L’avionique est particulièrement concernée par cette problématique car ces évènements peuvent être critiques et qu’elle rencontre un flux élevé de particules.Auparavant, la sensibilité aux radiations était considérée comme indépendante du vieillissement. Seulement, les évolutions des technologies CMOS nous amènent à remettre en cause cette hypothèse. Afin d’étudier ce nouveau phénomène, une méthode de modélisation a été développée. Celle-ci couple la modélisation des évènements singuliers à une modélisation électrique circuit du vieillissement. Elle permet d’effectuer des simulations sur un circuit mémoire spécifique dans des environnements radiatifs variés. De ces simulations ressortent l’influence de certains paramètres électriques, qui permettent de proposer une simulation opérationnelle appliquée à l’avionique. / CMOS technologies used in avionics are prone to both aging and soft error caused by cosmic rays. The ongoing technology scaling has improved the radiation sensitivity of memory cells while the contribution of degradations mechanisms remained unchanged. Considering this trend, the hypothesis that radiation sensitivity does not change over the lifetime of a component must be challenged. In order to do so, a modelling methodology is proposed. It is based on an existing radiation modelling device and includes an electrical aging modelling. This modelling is used to characterize the aging impact on radiation sensitivity of several memory cells under different radiative environment. The impact of diverse electrical parameters is noted and an operative avionics study is finally proposed.

Le travail présenté dans cette thèse est une contribution à la commande de la Machine Synchrone à Double Excitation (MSDE) pour des applications embarquées. La MSDE allie les avantages de la machine synchrone à aimants permanents et la machine synchrone à rotor bobiné. Le flux d'excitation dans cette machine est généré par deux sources : les aimants permanents et un enroulement qui est placé au stator afin d'éviter les contacts glissants. Cette dernière source permet de régler le flux dans l'entrefer. Le modèle de la machine est basé sur un modèle de Park et prend en considération les pertes fer et la saturation des circuits magnétiques. Les paramètres du prototype existant au laboratoire ont été identifiés. La commande de la MSDE est effectuée en deux modes : générateur et moteur. En génératrice, l'application visée est la génération électrique en avionique. Deux réseaux de distribution sont traités : Réseau à haute tension et à fréquence variable et réseau haute tension DC. Dans ce dernier cas, la MSDE est associée à un pont redresseur à diodes. Dans les deux cas, la commande est élaborée dans le but de maintenir l'amplitude de la tension constante via le control du courant d'excitation uniquement. Le control est scalaire. L'approche est validée par simulation avec Matlab/Simulink et par expérimentation. Pour le mode moteur, l'application visée est la propulsion dans un véhicule électrique. Une commande optimale des courants est étudiée en vue de minimiser les pertes. Les pertes joules sont considérées premièrement. Ensuite, les pertes fer sont ajoutées. Finalement, le problème de minimisation est étendu pour inclure les pertes dues à l'onduleur et au hacheur. L'optimisation par la méthode des multiplicateurs de Lagrange (Kuhn-Tucker conditions) est utilisée pour trouver des expressions analytiques des courants statoriques et inducteur optimaux. Des simulations avec Matlab/Simulink prouvent que la solution obtenue est celle qui assure les pertes minimales tout au long du nouveau cycle de conduite européen.

Les systèmes avioniques s'étoffent et se complexifient de plus en plus. Avec l'augmentation des capacités de calcul, de nouvelles architectures basées sur le partage de ressources émergent. Effectuer le diagnostic d'un système n'est désormais plus une opération anodine. L'enjeu actuel est donc de mettre en place des techniques de diagnostic performantes tout en optimisant les capacités de monitoring nécessaires.Ce mémoire donne une caractérisation basée modèle d'un système sous diagnostic, puis propose des techniques pour en évaluer les performances de diagnostic, ainsi que celles de son monitoring (relativement à ces performances). Le contexte industriel dans lequel s'inscrit cette thèse amène d'autres contraintes, notamment la prise en compte de la taille des systèmes avioniques à analyser. Cette thèse étudie alors l'applicabilité des techniques introduites dans ce contexte et en propose une adaptation.

La conception et le développement des applications critiques en avionique sont soumis à des contraintes strictes visant à assurer un niveau de confiance compatible avec les exigences de sécurité-innocuité (au sens safety) des tâches mises en Suvre. Ces contraintes induisent un accroissement considérable des coûts de production et de maintenance, ce qui rend le prix de revient de tels systèmes prohibitif. D'un autre côté, les composants sur étagère (Commercial Off-The-Shelf, COTS), matériels et logiciels, sont maintenant d'usage courant et offrent des services étendus pour un coût faible. Cependant, les COTS ne répondent pas aux contraintes d'innocuité exigées pour les tâches critiques ; de plus, ils présentent des vulnérabilités facilement exploitables par des attaques, les rendant incompatibles avec des exigences élevées de sécurité-immunité (au sens security). Il serait toutefois intéressant de profiter de tels composants dans un contexte avionique, mais en faisant en sorte qu'ils ne puissent affecter de façon préjudiciable les tâches critiques. Intégrer de tels composants dans les systèmes avioniques conduit donc à prendre en considération l'hétérogénéité des niveaux de confiance entre d'une part les applications critiques classiques, et d'autre part de nouvelles applications utilisant des composants sur étagère. Dans le cadre de cette thèse, nous proposons une architecture autorisant de telles interactions tout en préservant les propriétés de safety et security. La définition de cette architecture s'appuie sur le modèle Totel, et elle utilise la virtualisation afin de faciliter la mise en Suvre des mécanismes de tolérance aux fautes destinés à augmenter la crédibilité d'une application exécutée de façon répliquée sur des plateformes d'exécution COTS de niveau de confiance faible. Afin de valider notre approche, nous avons réalisé un prototype en nous appuyant sur deux cas d'étude identifiés avec Airbus et concernant tous deux des ordinateurs portables : un dédié à la maintenance et un au calcul du profil de décollage d'un avion.

Les architectures modulaires intégrées (IMA) sont une évolution majeure de l'architecture des systèmes avioniques. Elles permettent à plusieurs systèmes de se partager des ressources matérielles sans interférer dans leur fonctionnement grâce à un partitionnement spatial (zones mémoires prédéfinies) et temporel (ordonnancement statique) dans les processeurs ainsi qu'une réservation des ressources sur les réseaux empruntés. Ces allocations statiques permettent de vérifier le déterminisme général des différents systèmes: chaque système doit respecter des exigences de bout-en-bout dans une architecture asynchrone. Une étude pire cas permet d'évaluer les situations amenant aux limites du système et de vérifier que les exigences de bouten- bout sont satisfaites dans tous les cas. Les architectures IMA utilisés dans les avions centralisent physiquement des modules de calcul puissants dans des baies avioniques. Dans le cadre d'une étude de cas hélicoptère, ces baies ne sont pas envisageables pour des raisons d'encombrement: des processeurs moins puissants, utilisés à plus de 80%, composent ces architectures. Pour ajouter de nouvelles fonctionnalités ainsi que de nouveaux équipements, le souhait est de distribuer la puissance de traitement sur un plus grand nombre de processeurs dans le cadre d'une architecture globale asynchrone. Deux problématiques fortes ont été mises en avant tout au long de cette thèse. La première est la répartition des fonctions avioniques associée à une contrainte d'ordonnancement hors-ligne sur les différents processeurs. La deuxième est la satisfaction des exigences de communication de bout-en-bout, dépendantes de l'allocation et l'ordonnancement des fonctions ainsi que des latences de communication sur les réseaux. La contribution majeure de cette thèse est la recherche d'un compromis entre la distribution des architectures IMA sur un plus grand nombre de processeurs et la satisfaction des exigences de communication de bout-en-bout. Nous répondons à cet enjeu de la manière suivante: - Nous formalisons dans un premier temps un modèle de partitions communicantes tenant en compte des contraintes d'allocation et d'ordonnancement des partitions d'une part et des contraintes de communication de bout-en-bout entre partitions d'autre part. - Nous présentons dans un deuxième temps une recherche exhaustive des architectures valides. Nous proposons l'allocation successive des fonctions avioniques en considérant au même niveau la problématique d'ordonnancement et la satisfaction des exigences de bout-en-bout avec des latences de communication figées. Cette méthode itérative permet de construire des allocations de partitions partiellement valides. La construction des ordonnancements dans chacun des processeurs est cependant une démarche coûteuse dans le cadre d'une recherche exhaustive. - Nous avons conçu dans un troisième temps une heuristique gloutonne pour réduire l'espace de recherche associé aux ordonnancements. Elle permet de répondre aux enjeux de distribution d'une architecture IMA dans un contexte hélicoptère. - Nous nous intéressons dans un quatrième temps à l'impact des latences de communication de bout-en-bout sur des architectures distribuées données. Nous proposons pour celles-ci les choix de réseaux basés sur les latences de communication admissibles entre les différentes fonctions avioniques. Les méthodes que nous proposons répondent au besoin industriel de l'étude de cas hélicoptère, ainsi qu'à celui de systèmes de plus grande taille.

Le but de cette thèse est d’étudier le diagnostic de systèmes de test utilisés en aéronautique chez AIRBUS HELICOPTERS, appelés bancs d’intégration avioniques.Les hélicoptères embarquent une vingtaine de fonctionnalités pour offrir aux clientsd’hélicoptère les fonctions qui vont lui permettre d’opérer son appareil dans toutes lesconditions de vol (visibilité réduite, accès restreint, terrain hostile, en zone de combat). Les tests d’intégration permettent de valider le système embarqué par rapport à un ensemble d’exigences définies par les autorités de certification européenne et américaine. Ils consistent à évaluer l’état des sous-systèmes avioniques au sein du système global, c’est-à-dire à l’aide de simulation de l’environnement réel de l’hélicoptère. Chez AIRBUS HELICOPTERS, pour diminuer le coût des tests réalisés sur l’hélicoptère, des tests préliminaires dans un environnement simulé, appelé banc d’intégration, sont effectués. Le banc d’intégration doit être compatible avec les différentes configurations de l’hélicoptère et les simulations de son environnement. Nous nous intéressons dans cette thèse au diagnostic du banc d’intégration avionique. La mise en œuvre de méthodes de diagnostic est indispensable pour identifier les causes de défaillances du banc d’intégration. Nous avons travaillé sur un modèle de diagnostic adapté au banc d’intégration. Les notions de diagnostic fonctionnel et structurel ont été définies et ont servi à la mise en place d’un algorithme de diagnostic. Nous avons ainsi défini des fonctions de vérification que nous avons intégrées au banc de test afin de valider notre méthode. / The aim of this thesis is to study the diagnostic of test systems used at Airbus HELICOPTERS called avionics test benches. Helicopters embark twenty features to offer helicopter customers functions that will enable to operate the aircraft in all flight conditions (reduced visibility, restricted area, hostile terrain, in a combat zone). Integration tests are used to validate the embedded system with regards to a set of requirements defined by the European and US certification authorities. The state of avionics subsystems is assessed within the overall system, that is to say, using simulation of the real environment of the helicopter. AIRBUS HELICOPTERS wants to reduce the cost of the tests of the helicopter, preliminary testing in a simulated environment, called integration benches. The integration bench must be compliant with the various configurations of the helicopter and simulation environment.We are interested in this thesis in the diagnosis of avionics integration bench. The implementation of diagnostic methods is essential to identify the causes of failures of integration benches. We work on a diagnostic model adapted to the integration bench. functional and structural diagnostic concepts were defined and used for the establishment of a diagnostic algorithm. We have defined verfications functions we have integrate on test benches to validate our method.

Les travaux présentés dans cette thèse abordent le sujet de la génération électrique embarquée dans les avions de futur. L'objectif principal étant de trouver de nouvelles structures de machines électriques qui peuvent répondre aux nouvelles exigences avioniques. Nous nous sommes particulièrement intéressés à une Machine à Commutation de Flux à Double Excitation avec Pont Magnétique (MCFDEPM). La structure de cette machine présente plusieurs avantages comme des sources d'excitation statiques, un rotor passif et une structure particulière du stator qui permet d'avoir une faible tension rémanente respectant ainsi les contraintes de sécurité du cahier des charges. Dans le premier chapitre, nous avons présenté un état de l'art sur les machines à commutation de flux à simple et à double excitation. Nous avons donné aussi les règles qui définissent le choix du nombre de pôles statoriques et rotoriques. Le chapitre 2 a été consacré pour étudier les performances électromagnétiques de la MCFDEPM en utilisant un modèle en éléments finis. Ce modèle a été validé par des mesures expérimentales réalisées sur un prototype 3 kW. Dans un dernier chapitre, nous avons mis en place une méthodologie d'optimisation en éléments finis pour améliorer les performances en charge de la MCFDEPM et limiter sa tension rémanente. Les résultats de l'optimisation ont montré des performances bien améliorées. La MCFDEPM se présente comme une bonne candidate pour remplacer la machine à 3 étages dans l'avion du futur. / This work addresses the subject of the embedded electric generation in future aircraft. The main objective is to find a new electrical machine structures that can meet the new avionic requirements. We have been particularly interested in a Hybrid Excited Flux Switching machine with a Magnetic Bridge (HEFSMMB). The structure of this machine has several advantages such as static excitation sources, a passive rotor and a unique stator structure which makes it possible to have a low residual voltage, thus respecting the safety constraints. We have presented in the first chapter a state of the art on singly and doubly excited flux switching machines. We have also given the rules which define the choice of the number of stator and rotor poles. Chapter 2 was devoted to study the electromagnetic performances of the HEFSMMB using a finite element model. This model has been validated by experimental measurements carried out on a 3 kW prototype. In the final chapter, we have put in place an optimization methodology in order to improve the overall performances of the HEFSMMB and to limit its residual voltage. The optimization results showed much improved performances. It can be concluded that the MCFDEPM is a good candidate to replace the three-stage machine in future aircraft.