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-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
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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)
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 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
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
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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.
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)
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.
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:
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)
n10B4He7Li
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
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
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.
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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 subnível AII envolve as funções em que o piloto participa
ativamente do ciclo operacional, alimentando o sistema com
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informações de vôo como, por exemplo, o sistema EFIS (do
termo em inglês “Electronic Flight Instrumentation
System”).
Figura 4 - Descrição da fase PSSA de projeto
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)
Catastrófico
Grave, Principal e/ou Perigoso
Maior
Menor
Sem efeito
Nível de
confiabilidade de
desenvolvimento
(ARP4754)
Nível A
Nível B
Nível C
Nível D
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.
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
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dada por (INTERNATIONAL ELECTROTECHNICAL
COMMISSION, 2006):
R
  ( E ). ( E ).dE
(1)
E lim
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 E max 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:
N (E)
 (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:
E max
 
  ( E ) ( E )dE
E lim
E max
(3)
  ( E )dE
E lim
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:
R    total
onde:
E max
  ( E )dE
(5)
E lim
E max
 (E) 
total 
(4)
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).
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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.
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.
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
Bit flip
Seção de choque (cm²)
Irradiação (s)
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).
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.
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Technology and Devices - SBMicro 201. Pennington, New
Jersey, USA: The Electrochemical Society, 2012. v. 49. p. 6976.
CONCLUSÃO
Conforme exposto neste trabalho, ressalta-se que os estudos
dos efeitos da radiação ionizante em componentes
CHUGG, A. M. et al. Probing the Charge Collection
Sensitivity Profile Using a Picosecond Pulsed Laser at a Range
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