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Description d’une architecture avionique
Avionique analogique
La première véritable suite avionique à destination d’aéronefs commerciaux a été testée et exploitée dans le Concorde, au début des années 1970. Le Concorde est aussi le premier avion civil sur lequel les commandes de vol ont perdu toute liaison mécanique entre le manche des pilotes et les gouvernes au profit de commandes de vol électriques. L’avion comprenait alors différents équipements électroniques, char-gés chacun d’une unique fonction particulière : freinage, gestion des gouvernes ou gestion du carburant par exemple. Tous ces équipements étaient alors entièrement analogiques, et ne communiquaient pas ou peu entre eux.
Description d’une architecture avionique
Architecture avionique fédérée
L’apparition des premiers véritables calculateurs numériques à la fin des années 1980 a été la première révolution dans le monde de l’avionique. La capacité de calcul de ces nouveaux équipements a permis de changer radicalement la manière dont se pilote un avion : dorénavant, le pilote ne commande plus directement les éléments sé-parés de l’avion (réacteurs, ailerons, volets), mais commande l’avion à un « plus haut niveau d’abstraction ». Le pilote va, par exemple, demander une certaine poussée, un cap précis, et laisse aux calculateurs le soin de gérer et d’asservir les actionneurs afin de répondre au mieux à ses ordres.
Dans ce type d’architecture, les calculateurs gérent alors une seule fonction com-plexe, ou un seul aspect du vol : un calculateur est dédié aux commandes de vol, un autre à la gestion du carburant, un dernier enfin à la navigation. Selon sa fonction, chacun de ces ordinateurs interagit avec un certain nombre de capteurs et d’action-neurs, au moyen de circuits électroniques d’acquisition et de commandes spécifiques. Ainsi, chaque ordinateur comprend des moyens d’interaction avec le monde extérieur qui dépendent de sa fonctionnalité.
Depuis la généralisation de l’architecture fédérée, l’avionique n’a cessé d’évoluer en fonction des besoins opérationnels des avions, toujours plus complexes. Cette complexité grandissante a entraîné une importante augmentation du nombre de fonc-tions applicatives à gérer au sein d’un avion. De ce fait, le nombre de calculateurs dédiés à la gestion de ces fonctions a lui aussi fortement augmenté.
Architecture avionique modulaire
Les dernières générations d’avions carbone tels que l’Airbus A380, le Boeing 787, ou plus récemment l’Airbus A350, ont mené à l’accroissement accéléré du nombre de fonctions applicatives. Cette augmentation a été telle qu’elle ne pouvait plus être absorbée par une simple augmentation du nombre de calculateurs.
En effet, la surface et la masse occupées par tous ces équipements électroniques auraient alors été beaucoup trop importantes. Il a donc été nécessaire d’introduire une rupture majeure dans le but de limiter voire de réduire le nombre de calcula-teurs nécessaires à l’exécution de toutes les fonctions. Cette rupture porte le nom d’architecture avionique modulaire intégrée, ou IMA (de l’anglais Integrated Modular Avionics).
Le principe de l’IMA consiste à « banaliser » l’organe de calcul d’une part, et à augmenter suffisamment sa puissance de calcul pour permettre d’héberger sur un L’IMA a introduit de nouveaux concepts : là où un calculateur supportait autrefois une seule fonction et disposait de l’ensemble des interconnexions nécessaires avec les capteurs et actionneurs dédiés à cette fonction, il a été nécessaire d’introduire des mécanismes permettant de partager les ressources de calcul d’une part ; mais égale-ment les interconnexions vers les différents capteurs et actionneurs requis par toutes les fonctions hébergées sur le calculteur. L’IMA a donc permis de limiter le nombre de calculateurs à embarquer dans un avion, mais au prix d’une complexification des nouveaux calculateurs multi-fonctions.
Afin de répondre à cette complexification, les calculateurs se sont progressivement « spécialisés » dans un domaine, en fonction du type de capteurs qu’ils ont à gérer. C’est ainsi qu’en parallèle de l’IMA ont été introduits différents types de calculateurs :
Les concentrateurs de données, ou RDC (Remote Data Concentrator ) n’effectuent pas ou peu de calculs. Ils ont pour fonction de s’interconnecter à un maximum de capteurs, et de concentrer les données en un seul lieu, afin de les renvoyer vers des calculateurs dédiés eux au calcul.
Les calculateurs « Core Processing » reçoivent les données directement des con-centrateurs, via un réseau avionique dédié ou des bus de terrain. Des applica-tions logicielles, hébergées par le calculateur, traitent alors ces données.
Les calculateurs processeurs d’entrées et sorties se situent à mi-chemin entre les concentrateurs de données et les calculateurs « core processing » : ils font eux mêmes l’acquisition des capteurs dont ils ont besoin pour les applications qu’ils hébergent.
Les calculateurs spécifiques enfin, sont dédiés à une tâche en particulier, à la ma-nière d’un calculateur d’architecture fédérée. Les calculateurs de commande de vol par exemple, gèrent les gouvernes, les ailerons ou le manche du pilote, alors que les régulateurs de moteurs (FADEC), gèrent tous les paramètres de commande des turbomachines. Ce type de calculateur possède sa propre in-terconnexion aux capteurs et actionneurs nécessaires à l’unique fonction qu’ils hébergent.
Au delà des fonctions qu’ils embarquent, ces différents types de calculateurs dif-fèrent essentiellement par le type de capteurs qu’ils doivent gérer : un calculateur de commandes de vol devra faire l’acquisition de capteurs de déplacement ou d’angle, alors qu’un concentrateur de données fait l’acquisition de capteurs discrets essentiel-lement. Chaque calculateur aura donc une interconnexion bien spécifique.
En conséquent, malgré la volonté première de limiter le nombre de calculateurs, le nombre grandissant de fonctions à héberger dans les avions modernes a empê-ché une véritable « généricité » des calculateurs IMA, notamment en raison de ces différentes interconnexions. L’évolution de l’avionique laisse à penser que l’électronique embarquée dans les avions sera de plus en plus complexe. Ceci pose donc une importante problématique, et un nouveau challenge à relever : comment rendre les calculateurs réellement « uni-versels », malgré des besoins d’interconnexion variés ?
Pour pouvoir répondre à cette question, il convient tout d’abord de s’intéresser plus précisément aux capteurs les plus utilisés aujourd’hui dans les calculateurs, et aux caractéristiques des signaux qu’ils génèrent. C’est l’objectif de la section suivante.
Description des capteurs et des signaux utilisés dans un calculateur aéronautique
Les ordinateurs de bord sont aujourd’hui conçus pour traiter un grand nombre de données provenant de toutes parts de l’avion.
Ces données peuvent par exemple être fournies par différents capteurs. Elles sont alors représentatives d’une grandeur physique, telle que la température extérieure, le déplacement d’une gouverne, ou la vitesse relative de l’avion. Les capteurs fournissent alors un signal, souvent analogique, qui porte cette donnée.
Les données traitées par le calculateur peuvent aussi provenir d’un autre calcula-teur. Elles sont alors portées par un bus numérique.
Ces signaux, qu’ils soient issus d’un capteur ou portés par un bus, ne sont pas nécessairement directement exploitables par le calculateur, et doivent donc être « traduits ». Cette traduction est faite au moyen d’un circuit électronique, appelé circuit d’interfaçage ou interface.
La section suivante expose tout d’abord quelques caractéristiques spécifiques à l’environnement aéronautique. Elle décrit ensuite les signaux que l’on retrouve le plus fréquemment à bord des avions actuels, ainsi que les caractéristiques des circuits électroniques d’interfaçage qui permettent leur acquisition.
Caractéristiques globales propres à l’environnement aéro- nautique
L’électronique embarquée à bord d’un avion peut-être mise à rude épreuve, no-tamment par l’environnement particulièrement hostile et difficile dans lequel les équi-pements sont amenés à fonctionner. Dans le milieu aéronautique, une simple panne électrique, non critique au sol, peut mettre en danger la sécurité d’un vol et les vies de ses passagers. Afin d’assurer le fonctionnement même dans des situations ex-trêmes, tous les composants de l’avion, qu’il s’agisse d’un simple rivet ou d’un moteur complet, doivent être validés, qualifiés et certifiés. Des normes sévères [2] décrivent avec précision un certain nombre de situations, dans lesquels il faut pouvoir assurer le fonctionnement des composants si l’on veut obtenir cette certification.
Les paragraphes suivants décrivent les principales caractéristiques de cet environ-nement si particulier, ainsi que certaines perturbations ayant un impact direct sur les circuits électroniques embarqués.
Plage de température étendue
Un avion peut être amené à décoller d’un aéroport situé au milieu du désert, puis à atterir en plein blizzard. Ainsi, au cours d’un vol, l’appareil est soumis à des gradients de température très importants. Les ordinateurs de bord ne profitent pas nécessaire-ment du confort de la cabine, et peuvent donc eux aussi être soumis à ces importantes variations de température. De plus, le refroidissement des composants électroniques est en général limité par le faible volume disponible. Ainsi, la température moyenne au sein d’un calculateur en fonctionnement peut atteindre 80˚C. Les normes spécifient donc que les composants électroniques doivent parfaite-ment fonctionner sur la plage de température [-40˚C ; +80˚C]. L’électronique analo-gique est en général particulièrement sensible aux variations de température, et peut-être amenée à dériver fortement sur cette plage de température. Cette contrainte a donc un impact particulièrement important sur nos travaux, et doit donc être prise en compte dès le début de la conception.
La section 6.6.1.2 démontre concrètement l’effet que peut avoir une telle variation de température.
Durée de fonctionnement
Une autre caractéristique propre au domaine aéronautique ou aérospatial con-cerne la durée de vie exceptionnellement longue des équipements. En effet, un cal-culateur aéronautique est utilisé en moyenne 20 heures sur 24, et ce, pendant plus de 30 ans. À l’heure ou les appareils électroniques que nous utilisons au quotidien (télévisions, smartphones) deviennent obsolètes, voire tombent en panne au bout de quelques années au maximum, concevoir un système électronique capable de fonc-tionner plusieurs dizaines d’années n’est pas du tout trivial, et implique notamment de choisir avec précaution les technologies utilisées pour la réalisation de circuits inté-grés.
De plus, le vieillissement, tout comme la température, est à l’origine de dérives non négligeables sur les composants analogiques [3]. Même si ces dérives ne seront pas observables immédiatement, il est important de les prendre en compte dans nos travaux.
Courts-circuits à la masse
Les circuits électroniques doivent être robustes à diverses causes de pannes, no-tamment celles résultant de mauvaises manipulations. Ainsi, tout circuit électrique doit pouvoir supporter indéfiniment la mise à la masse de ses entrées ou sorties, sans que cela n’occasion de dommages.
Courts-circuits aux alimentations
Différentes tensions sont générées dans les avions, afin d’alimenter tous les ap-pareils électriques à bord. Généralement, on trouve notamment un réseau continu, de tension nominale égale à 28V DC. Les circuits électroniques, et notamment les circuits d’interfaçage, doivent pouvoir supporter l’application de cette tension d’alimentation à leurs bornes sans dommages.
Fluctuation de la masse
Cette perturbation est relativement récente, puisqu’elle n’existait pas sur les an-ciens modèles d’avions. Jusqu’à aujourd’hui, l’intégralité des avions étaient construits autour d’un fuselage métallique. Cette carcasse métallique servait notamment de masse pour tous les appareils électriques. Aujourd’hui, de plus en plus de fuselages sont constitués d’un feuilletage de matériaux composites (type carbone), plus légers, mais aussi moins bons conducteurs électriques que les fuselages métalliques.
Ce changement est à l’origine du phénomène de fluctuation des masses, qui a un impact non négligeable sur la conception des équipements avioniques. Le fuselage de l’avion n’étant plus aussi bon conducteur, il n’est plus possible de le considérer comme une masse parfaite. D’un bout à l’autre de l’avion, deux points du fuselage, considé-rés chacun comme une masse locale, peuvent être à des potentiels différents. Ainsi, comme le montre la FIGURE 2.2, un capteur, situé à un endroit de l’avion peut être référencé à une première masse A. Son circuit d’acquisition peut lui être situé dans un tout autre endroit, et donc référencé à un autre point de masse B. Le phénomène de fluctuation des masses se manifeste alors par l’apparition d’une source de tension Vgnd entre les différentes masses A et B.
Cette fluctuation peut poser de graves problèmes, puisque la tension V out fournie par le capteur n’est alors pas la même que la tension V in reçue par le circuit d’acqui-sition. Cette différence peut mener à une lecture erronée du capteur si elle n’est pas prise en compte.
Nous traitons donc cette problématique de différentes manières, suivant le type de signaux :
– Pour les signaux single ended (portés par un fil unique), cette perturbation se modélise par une source de tension Vgnd en série avec la tension fournie par le capteur.
– Dans le cas de signaux différentiels (portés par une paire torsadée), cette per-turbation est une perturbation de mode commun. Nous superposons donc la tension de mode commun Vgnd à la tension différentielle V indiff fournie par le capteur.
Les caractéristiques de cette fluctuation Vgnd sont détaillées par les avionneurs [4]. Tous les circuits électroniques doivent pouvoir fonctionner avec une fluctuation de masse continue (Vgnd = 4VDC ) ou alternative (Vgnd = 16Vrms, de fréquence comprise entre 100Hz et 400Hz).
Signaux numériques
Les ordinateurs de bord utilisent différents types de signaux numériques pour com-muniquer entre eux. Les paragraphes suivants décrivent ces différents signaux.
Bus avionique ARINC429
Le bus ARINC429 (A429) est l’un des bus informatiques les plus utilisés dans les systèmes avioniques actuels. Sa simplicité d’utilisation, son déterminisme, sa maturité ainsi que sa robustesse en font un incontournable pour la transmission de faibles volumes de données numériques. Cependant, son débit limité, ainsi que le poids des équipements nécessaires à sa mise en œuvre font qu’il n’est plus ou peu utilisé pour les fonctions de réseau avionique, mais réservé aux fonctions de bus de terrain.
Caractéristiques d’un signal ARINC429 : Le bus A429 est un bus de communica-tion unidirectionnel. Ainsi, deux bus sont nécessaires pour réaliser une communication bidirectionnelle (full duplex). Un seul émetteur peut émettre des données, et jusqu’à vingt récepteurs peuvent être connectés en simultané sur le bus. L’information est portée par un signal différentiel transporté par une paire torsadée blindée.
Les données numériques sont codées dans un format bipolaire, avec retour à zéro. Ainsi, l’information est codée sur trois niveaux (HIGH, LOW et NULL). Un « un » lo-gique est constitué d’un état HIGH suivi d’un état NULL, et un « zéro » logique est constitué d’un état LOW suivi d’un état NULL. Les pentes des fronts sont incurvées afin de limiter le rayonnement électromagnétique et d’assurer la compatibilité électro-magnétique (CEM), donnant au signal une forme trapézoïdale caractéristique visible sur la FIGURE 2.4.
Le bus A429 peut fonctionner à deux vitesses, 100 kbps ou 12.5 kbps. La forme d’onde du signal comprend différentes phases, dont les durées doivent être respec-tées afin d’assurer l’intégrité du bit. Ainsi, pour chacune des deux vitesses de foncÁ chacun des niveaux ARINC429 correspond un niveau de tension parfaitement défini par la norme du bus [5]. De plus, cette norme spécifie qu’au signal ARINC429 peut être superposé une tension de mode commun importante (dans le cas de masses fluctuantes par exemple). Ainsi, il est possible de définir la dynamique en tension maxi-male que l’on pourra trouver à tout moment sur chacune des deux lignes du bus. Ces différentes dynamiques sont résumées par le TABLEAU 2.2.
Fonctionnalités et caractéristiques d’un récepteur ARINC429 : La fonction pre-mière d’un récepteur ARINC429 consiste à décoder les séquences correspondant à un bit ARINC429 pour en faire une « traduction », dans un autre codage intelligible (par exemple un codage binaire classique) par le système numérique auxquelles les données sont destinées.
Pour cela le récepteur doit tout d’abord faire l’acquisition du signal, au sens analo-gique du terme. Ceci implique de mesurer la tension différentielle présente sur le bus, et de la comparer à différents seuils, afin de retrouver l’état (HIGH, LOW ou NULL) dans lequel se trouve le bus.
Une fois cet état défini, le récepteur peut enfin détecter les séquences particulières correspondant soit au bit « 0 », soit au bit « 1 ». Bit après bit, la trame de données est ainsi reconstituée.
En parallèle de cette fonction primaire, le récepteur peut accessoirement procéder à divers contrôles. Ces contrôles permettent de vérifier par exemple que le bit respecte bien la forme d’onde donnée par la norme, aussi bien au niveau temporel par un contrôle des temps caractéristiques du bit ; qu’en termes de tensions, en vérifiant que les niveaux de tension soit respectés. Ainsi, le récepteur peut à tout moment détecter si l’intégrité du signal est remise en cause, par une surtension par exemple.
Comme nous l’avons vu précédemment, jusqu’à vingt récepteurs peuvent être connectés en parallèle, sur le même récepteur. Afin que tous les récepteurs ne se perturbent pas les uns les autres, la norme spécifie qu’ils doivent présenter une impé-dance d’entrée Zin supérieure à 100k . Un premier étage passif est chargé de diminuer l’amplitude relativement impor-tante du signal d’entrée, afin de le ramener dans les tensions d’alimentation d’un se-cond étage qui lui est actif. Dans cet exemple, l’étage résistif proposé permet de rame-ner systématiquement les tensions appliquées sur chacune des lignes à un intervalle compris entre 0V et 3:3V , alimentations relativement courantes dans les applications aéronautiques. De plus, l’impédance d’entrée, égale à 200k est ici compatible avec la norme ARINC429.
Une fois les tensions d’entrée abaissées, un amplificateur différentiel rejete l’éven-tuel mode commun superposé au signal utile. De cette tension différentielle peut en-suite être extrait l’état de la ligne différentielle, par une comparaison analogique ou nu-mérique. Un détecteur de séquence enfin, constitué de machines à état par exemple, finit par détecter une suite « HIGH – NULL », et traduit cette séquence par une sor-tie à 1 ; ou une suite « LOW – NULL », traduite par une sortie à 0. Le récepteur a donc finalement traduit une forme d’onde ARINC429 en une sortie binaire facilement interprétable.
Signaux discrets
Les capteurs discrets font partie des premiers capteurs à avoir été utilisés dans l’électronique embarquée à bord des avions. Ils sont aujourd’hui encore très large-ment utilisés pour des fonctions simples, telles que la lecture de l’état d’un interrupteur à deux positions, ou pour des fonctions nécessitant une robustesse accrue. Les cap-teurs discrets, comme leur noms l’indiquent, codent une information sur deux états.
Historiquement, les capteurs discrets comprenaient un relais électromagnétique. L’état ouvert ou fermé de ce relais correspondait alors à l’information — 0 ou 1 — délivrée par le capteur. Aujourd’hui, ces relais sont le plus souvent remplacés par un composant purement électronique, tel qu’un contacteur statique (SSR) ou un transis-tor.
Les capteurs discrets sont interfacés par un circuit d’acquisition dédié, dont le rôle est de retrouver l’état de l’élément commutant du capteur, et de le traduire en une sor-tie numérique binaire. Ces circuits d’acquisition sont communément appelés entrées discrètes, ou DSI, de l’anglais discrete input.
Il existe deux types de capteurs discrets, et donc deux types de circuits d’acquisi-tion discrets, que nous détaillons dans les deux paragraphes suivants.
Caractéristiques d’un circuit d’acquisition de type DSI+ : Le premier type de capteur discret est constitué d’un composant de commutation polarisé par une source de tension, comme le montre la FIGURE 2.6. Cette polarisation est une source de tension continue VDSO générée dans l’avion, généralement comprise entre +15V et +50V. Le circuit qui en fait l’acquisition est appelé « DSI+ ». Ce dernier est directement connecté au capteur, au moyen d’un fil unique : les signaux discrets sont donc de type single ended.
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Table des matières
1 Introduction
2 Contexte aéronautique
2.1 Introduction
2.2 Description d’une architecture avionique
2.2.1 Avionique analogique
2.2.2 Architecture avionique fédérée
2.2.3 Architecture avionique modulaire
2.3 Description des capteurs et des signaux aéronautiques
2.3.1 Caractéristiques propres à l’environnement aéronautique
2.3.2 Signaux numériques
2.3.3 Signaux analogiques différentiels
2.3.4 Conclusion partielle
2.4 Circuits reconfigurables
2.4.1 Circuits intégrés programmables
2.4.2 Interfaces reconfigurables
2.4.3 Conclusion partielle
2.5 Synthèse
3 Commutation de hautes tensions
3.1 Introduction
3.2 Fonctionnement des interrupteurs analogiques
3.2.1 Fonctionnement basique d’un transistor en commutation
3.2.2 Fonctionnement idéal d’un interrupteur analogique parallèle
3.2.3 Limites des interrupteurs analogiques
3.2.4 Fonctionnement réel d’un interrupteur analogique parallèle
3.2.5 Conclusion partielle
3.3 Augmentation de la dynamique d’entrée des interrupteurs analogiques
3.3.1 Augmentation des tensions de commande
3.3.2 Augmentation des tensions de claquage
3.3.3 Éviter le clamp des transistors
3.4 Fonctionnement d’un interrupteur « série »
3.4.1 Interrupteur série commandé en ouverture
3.4.2 Interrupteur série commandé en fermeture
3.5 Synthèse
4 Interface avionique versatile
4.1 Introduction
4.1.1 Propositions préliminaires
4.2 Architecture de l’interface avionique versatile
4.2.1 Étages d’adaptation de niveau et d’impédance
4.2.2 Étage suiveur et correction d’offset
4.2.3 Étage différentiel
4.2.4 Multiplexeur
4.2.5 Convertisseur analogique/numérique
4.2.6 Traitements numériques
4.3 Détail des différents modes de fonctionnement
4.3.1 Acquisition d’un capteur discret DSI+
4.3.2 Acquisition d’un capteur discret DSI-
4.3.3 Acquisition de tension différentielle simple :
4.3.4 Correction d’erreurs dynamique
4.3.5 Acquisition d’un capteur inductif de déplacement
4.3.6 Acquisition d’un signal ARINC429
4.4 Fonctionnement en haute tension
4.4.1 Interrupteurs « basse tension » Sw
4.4.2 Interrupteur « haute tension » HVSw
4.4.3 Interrupteur de polarisation PSw
5 Implémentation et réalisation 99
5.1 Implémentation de l’interface
5.2 Réalisation du circuit mixte de test
5.2.1 Spécificité de la technologie CMOS High Voltage
5.2.2 Réalisation des étages d’adaptation
5.2.3 Réalisation du multiplexeur
5.2.4 Implémentation du convertisseur analogique numérique
5.2.5 Synthèse
5.3 Implémentation des traitements numériques
5.3.1 Description des modules de traitement
5.3.2 Architecture générale du FPGA
5.4 Description du banc de test
6 Validation et résultats expérimentaux 119
6.1 Introduction
6.2 Fonctionnement des différents interrupteurs
6.3 Performances en mode entrée discrète DSI+
6.3.1 Caractéristiques analogiques
6.3.2 Fonctionnement de la chaîne complète
6.4 Performances en mode entrée discrète DSI-
6.4.1 Caractéristiques analogiques
6.4.2 Fonctionnement de la chaîne complète
6.5 Fonctionnement en mode ARINC429 ou VDT
6.6 Fonctionnement en mode acquisition de tension différentielle
6.6.1 Caractéristiques analogiques
6.6.2 Performances de la correction d’erreur
6.7 Synthèse
7 Conclusions et Perspectives 135
7.1 Bilan
7.1.1 Contributions
7.1.2 Limites
7.2 Perspectives
Annexes
A Modes de fonctionnement de l’interface reconfigurable
B Configuration de l’interface pour l’algorithme de correction d’erreurs 143
B.1 Correction des erreurs de gain des étages d’adaptation
c 2012 Supélec ixTable des matières
B.2 Correction des erreurs de gain de l’étage différentiel
B.3 Correction des erreurs d’offset
C Datasheet du circuit mixte de conversion 147
Liste des publications 149
Bibliographique
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