Ion Beam irradiation of copper nitride: electronic vs elastic-collision mechanism

Copper nitride is a metastable material which results very attractive because of their potential to be used in functional device. Cu3 N easily decomposes into Cu and N2 by annealing [1] or irradiation (electron, ions, laser) [2, 3]. Previous studies carried out in N-rich Cu3 N films irradiated with Cu at 42MeV evidence a very efficient sputtering of N whose yield (5×10 3 atom/ion), for a film with a thickness of just 100 nm, suggest that the origin of the sputtering has an electronic nature. This N depletion was observed to be responsible for new phase formation ( Cu2 O) and pure Cu [4]

Comparison on the durability of different portland cements after five years exposure to sulfate and to sea water attack

Experimental research has been performed to relate specific cement characteristics to deterioration due to sulfate and sea water attack after five year exposure, and to study different test method suitability for sulfate and marine resistance. Sulfate resistance testing have been performed on mortar specimens made with fifteen cement types of statistically diverse chemical composition according to European standard EN 197-1, most of them with sulfate resistant properties according to Spanish regulations. Chemical and mechanical characteristics were studied to determine the variation in properties of selected cements. SO3 content, type and amount of additions, C3A, and C4AF content were used to examine relationships between these characteristics and the results of sulfate resistance. Mortar specimens testing using Na2SO4 as the aggressive medium according to ASTM 1012 (with w/c ratio adapted to prENV 196-X:1995) was performed using each type of cement; identical specimens were also stored in sea water, and in lime saturated water (blank condition), up to five year age. Additionally these cements were tested conforming ASTM 452 and Koch and Steinegger test. Recommended acceptance limits for sulfate resistance of cements concerning to each used test method were evaluated in order to explore their suitability. Relationships between cement characteristics, degradation, expansive products obtained by X-ray diffraction techniques and maximum expansion after applied storage treatments, were correlated at final age, to redefine cement characteristics for sulfate resistant and marine resistant Portland cement

AUTOFLY-Aid: Flight Deck Automation Support with Dynamic 4D Trajectory Management for Responsive and Adaptive Airborne Collision Avoidance

AUTOFLY-Aid Project aims to develop and demonstrate novel automation support algorithms and tools to the flight crew for flight critical collision avoidance using “dynamic 4D trajectory management”. The automation support system is envisioned to improve the primary shortcomings of TCAS, and to aid the pilot through add-on avionics/head-up displays and reality augmentation devices in dynamically evolving collision avoidance scenarios. The main theoretical innovative and novel concepts to be developed by AUTOFLY-Aid project are a) design and development of the mathematical models of the full composite airspace picture from the flight deck’s perspective, as seen/measured/informed by the aircraft flying in SESAR 2020, b) design and development of a dynamic trajectory planning algorithm that can generate at real-time (on the order of seconds) flyable (i.e. dynamically and performance-wise feasible) alternative trajectories across the evolving stochastic composite airspace picture (which includes new conflicts, blunder risks, terrain and weather limitations) and c) development and testing of the Collision Avoidance Automation Support System on a Boeing 737 NG FNPT II Flight Simulator with synthetic vision and reality augmentation while providing the flight crew with quantified and visual understanding of collision risks in terms of time and directions and countermeasures.

Development of a 3-Dimensional Mathematical Collision Risk Model Based on Recorded Aircraft Trajectories to Estimate the Safety Level in High Density En-Route Airspaces

Como en todos los medios de transporte, la seguridad en los viajes en avión es de primordial importancia. Con los aumentos de tráfico aéreo previstos en Europa para la próxima década, es evidente que el riesgo de accidentes necesita ser evaluado y monitorizado cuidadosamente de forma continúa. La Tesis presente tiene como objetivo el desarrollo de un modelo de riesgo de colisión exhaustivo como método para evaluar el nivel de seguridad en ruta del espacio aéreo europeo, considerando todos los factores de influencia. La mayor limitación en el desarrollo de metodologías y herramientas de monitorización adecuadas para evaluar el nivel de seguridad en espacios de ruta europeos, donde los controladores aéreos monitorizan el tráfico aéreo mediante la vigilancia radar y proporcionan instrucciones tácticas a las aeronaves, reside en la estimación del riesgo operacional. Hoy en día, la estimación del riesgo operacional está basada normalmente en reportes de incidentes proporcionados por el proveedor de servicios de navegación aérea (ANSP). Esta Tesis propone un nuevo e innovador enfoque para evaluar el nivel de seguridad basado exclusivamente en el procesamiento y análisis trazas radar. La metodología propuesta ha sido diseñada para complementar la información recogida en las bases de datos de accidentes e incidentes, mediante la provisión de información robusta de los factores de tráfico aéreo y métricas de seguridad inferidas del análisis automático en profundidad de todos los eventos de proximidad. La metodología 3-D CRM se ha implementado en un prototipo desarrollado en MATLAB © para analizar automáticamente las trazas radar y planes de vuelo registrados por los Sistemas de Procesamiento de Datos Radar (RDP) e identificar y analizar todos los eventos de proximidad (conflictos, conflictos potenciales y colisiones potenciales) en un periodo de tiempo y volumen del espacio aéreo. Actualmente, el prototipo 3-D CRM está siendo adaptado e integrado en la herramienta de monitorización de prestaciones de Aena (PERSEO) para complementar las bases de accidentes e incidentes ATM y mejorar la monitorización y proporcionar evidencias de los niveles de seguridad. ABSTRACT As with all forms of transport, the safety of air travel is of paramount importance. With the projected increases in European air traffic in the next decade and beyond, it is clear that the risk of accidents needs to be assessed and carefully monitored on a continuing basis. The present thesis is aimed at the development of a comprehensive collision risk model as a method of assessing the European en-route risk, due to all causes and across all dimensions within the airspace. The major constraint in developing appropriate monitoring methodologies and tools to assess the level of safety in en-route airspaces where controllers monitor air traffic by means of radar surveillance and provide aircraft with tactical instructions lies in the estimation of the operational risk. The operational risk estimate normally relies on incident reports provided by the air navigation service providers (ANSPs). This thesis proposes a new and innovative approach to assessing aircraft safety level based exclusively upon the process and analysis of radar tracks. The proposed methodology has been designed to complement the information collected in the accident and incident databases, thereby providing robust information on air traffic factors and safety metrics inferred from the in depth assessment of proximate events. The 3-D CRM methodology is implemented in a prototype tool in MATLAB © in order to automatically analyze recorded aircraft tracks and flight plan data from the Radar Data Processing systems (RDP) and identify and analyze all proximate events (conflicts, potential conflicts and potential collisions) within a time span and a given volume of airspace. Currently, the 3D-CRM prototype is been adapted and integrated in AENA’S Performance Monitoring Tool (PERSEO) to complement the information provided by the ATM accident and incident databases and to enhance monitoring and providing evidence of levels of safety.

Instability and topology bifurcations on a hemisphere-cylinder at high angle of attack

La configuración de un cilindro acoplado a una semi-esfera, conocida como ’hemispherecylinder’, se considera como un modelo simplificado para numerosas aplicaciones industriales tales como fuselaje de aviones o submarinos. Por tanto, el estudio y entendimiento de los fenómenos fluidos que ocurren alrededor de dicha geometría presenta gran interés. En esta tesis se muestra la investigación del origen y evolución de los, ya conocidos, patrones de flujo (burbuja de separación, vórtices ’horn’ y vórtices ’leeward’) que se dan en esta geometría bajo condiciones de flujo separado. Para ello se han llevado a cabo simulaciones numéricas (DNS) y ensayos experimentales usando la técnica de Particle Image Velocimetry (PIV), para una variedad de números de Reynolds (Re) y ángulos de ataque (AoA). Se ha aplicado sobre los resultados numéricos la teoría de puntos críticos obteniendo, por primera vez para esta geometría, un diagrama de bifurcaciones que clasifica los diferentes regímenes topológicos en función del número de Reynolds y del ángulo de ataque. Se ha llevado a cabo una caracterización completa sobre el origen y la evolución de los patrones estructurales característicos del cuerpo estudiado. Puntos críticos de superficie y líneas de corriente tridimensionales han ayudado a describir el origen y la evolución de las principales estructuras presentes en el flujo hasta alcanzar un estado de estabilidad desde el punto de vista topológico. Este estado se asocia con el patrón de los vórtices ’horn’, definido por una topología característica que se encuentra en un rango de números de Reynolds muy amplio y en regímenes compresibles e incompresibles. Por otro lado, con el objeto de determinar las estructuras presentes en el flujo y sus frecuencias asociadas, se han usado distintas técnicas de análisis: Proper Orthogonal Decomposition (POD), Dynamic Mode Decomposition (DMD) y análisis de Fourier. Dichas técnicas se han aplicado sobre los datos experimentales y numéricos, demostrándose la buena concordancia entre ambos resultados. Finalmente, se ha encontrado en ambos casos, una frecuencia dominante asociada con una inestabilidad de los vórtices ’leeward’. ABSTRACT The hemisphere-cylinder may be considered as a simplified model for several geometries found in industrial applications such as aircrafts’ fuselages or submarines. Understanding the complex flow phenomena that surrounds this particular geometry is therefore of major industrial interest. This thesis presents an investigation of the origin and evolution of the complex flow pattern; i.e. separation bubbles, horn vortices and leeward vortices, around the hemisphere-cylinder under separated flow conditions. To this aim, threedimensional Direct Numerical Simulations (DNS) and experimental tests, using Particle Image Velocimetry (PIV) techniques, have been performed for a variety of Reynolds numbers (Re) and angles of attack (AoA). Critical point theory has been applied to the numerical simulations to provide, for the first time for this geometry, a bifurcation diagram that classifies the different flow topology regimes as a function of the Reynolds number and the angle of attack. A complete characterization about the origin and evolution of the complex structural patterns of this geometry has been put in evidence. Surface critical points and surface and volume streamlines were able to describe the main flow structures and their strong dependence with the flow conditions up to reach the structurally stable state. This state was associated with the pattern of the horn vortices, found on ranges from low to high Reynolds numbers and from incompressible to compressible regimes. In addition, different structural analysis techniques have been employed: Proper Orthogonal Decomposition (POD), Dynamic Mode Decomposition (DMD) and Fourier analysis. These techniques have been applied to the experimental and numerical data to extract flow structure information (i.e. modes and frequencies). Experimental and numerical modes are shown to be in good agreement. A dominant frequency associated with an instability of the leeward vortices has been identified in both, experimental and numerical results.

Effect of target change during the simple attack in fencing

BIOMECANBICA DE LA ESGRIMA

PUE attack detection in CWSNs using anomaly detection techniques

Cognitive wireless sensor network (CWSN) is a new paradigm, integrating cognitive features in traditional wireless sensor networks (WSNs) to mitigate important problems such as spectrum occupancy. Security in cognitive wireless sensor networks is an important problem since these kinds of networks manage critical applications and data. The specific constraints of WSN make the problem even more critical, and effective solutions have not yet been implemented. Primary user emulation (PUE) attack is the most studied specific attack deriving from new cognitive features. This work discusses a new approach, based on anomaly behavior detection and collaboration, to detect the primary user emulation attack in CWSN scenarios. Two non-parametric algorithms, suitable for low-resource networks like CWSNs, have been used in this work: the cumulative sum and data clustering algorithms. The comparison is based on some characteristics such as detection delay, learning time, scalability, resources, and scenario dependency. The algorithms have been tested using a cognitive simulator that provides important results in this area. Both algorithms have shown to be valid in order to detect PUE attacks, reaching a detection rate of 99% and less than 1% of false positives using collaboration.

Side-Channel Attack Protection Techniques in FPGA Systems using Enhanced Dual-Rail Solutions

Esta tesis doctoral se centra principalmente en técnicas de ataque y contramedidas relacionadas con ataques de canal lateral (SCA por sus siglas en inglés), que han sido propuestas dentro del campo de investigación académica desde hace 17 años. Las investigaciones relacionadas han experimentado un notable crecimiento en las últimas décadas, mientras que los diseños enfocados en la protección sólida y eficaz contra dichos ataques aún se mantienen como un tema de investigación abierto, en el que se necesitan iniciativas más confiables para la protección de la información persona de empresa y de datos nacionales. El primer uso documentado de codificación secreta se remonta a alrededor de 1700 B.C., cuando los jeroglíficos del antiguo Egipto eran descritos en las inscripciones. La seguridad de la información siempre ha supuesto un factor clave en la transmisión de datos relacionados con inteligencia diplomática o militar. Debido a la evolución rápida de las técnicas modernas de comunicación, soluciones de cifrado se incorporaron por primera vez para garantizar la seguridad, integridad y confidencialidad de los contextos de transmisión a través de cables sin seguridad o medios inalámbricos. Debido a las restricciones de potencia de cálculo antes de la era del ordenador, la técnica de cifrado simple era un método más que suficiente para ocultar la información. Sin embargo, algunas vulnerabilidades algorítmicas pueden ser explotadas para restaurar la regla de codificación sin mucho esfuerzo. Esto ha motivado nuevas investigaciones en el área de la criptografía, con el fin de proteger el sistema de información ante sofisticados algoritmos. Con la invención de los ordenadores se ha acelerado en gran medida la implementación de criptografía segura, que ofrece resistencia eficiente encaminada a obtener mayores capacidades de computación altamente reforzadas. Igualmente, sofisticados cripto-análisis han impulsado las tecnologías de computación. Hoy en día, el mundo de la información ha estado involucrado con el campo de la criptografía, enfocada a proteger cualquier campo a través de diversas soluciones de cifrado. Estos enfoques se han fortalecido debido a la unificación optimizada de teorías matemáticas modernas y prácticas eficaces de hardware, siendo posible su implementación en varias plataformas (microprocesador, ASIC, FPGA, etc.). Las necesidades y requisitos de seguridad en la industria son las principales métricas de conducción en el diseño electrónico, con el objetivo de promover la fabricación de productos de gran alcance sin sacrificar la seguridad de los clientes. Sin embargo, una vulnerabilidad en la implementación práctica encontrada por el Prof. Paul Kocher, et al en 1996 implica que un circuito digital es inherentemente vulnerable a un ataque no convencional, lo cual fue nombrado posteriormente como ataque de canal lateral, debido a su fuente de análisis. Sin embargo, algunas críticas sobre los algoritmos criptográficos teóricamente seguros surgieron casi inmediatamente después de este descubrimiento. En este sentido, los circuitos digitales consisten típicamente en un gran número de celdas lógicas fundamentales (como MOS - Metal Oxide Semiconductor), construido sobre un sustrato de silicio durante la fabricación. La lógica de los circuitos se realiza en función de las innumerables conmutaciones de estas células. Este mecanismo provoca inevitablemente cierta emanación física especial que puede ser medida y correlacionada con el comportamiento interno del circuito. SCA se puede utilizar para revelar datos confidenciales (por ejemplo, la criptografía de claves), analizar la arquitectura lógica, el tiempo e incluso inyectar fallos malintencionados a los circuitos que se implementan en sistemas embebidos, como FPGAs, ASICs, o tarjetas inteligentes. Mediante el uso de la comparación de correlación entre la cantidad de fuga estimada y las fugas medidas de forma real, información confidencial puede ser reconstruida en mucho menos tiempo y computación. Para ser precisos, SCA básicamente cubre una amplia gama de tipos de ataques, como los análisis de consumo de energía y radiación ElectroMagnética (EM). Ambos se basan en análisis estadístico y, por lo tanto, requieren numerosas muestras. Los algoritmos de cifrado no están intrínsecamente preparados para ser resistentes ante SCA. Es por ello que se hace necesario durante la implementación de circuitos integrar medidas que permitan camuflar las fugas a través de "canales laterales". Las medidas contra SCA están evolucionando junto con el desarrollo de nuevas técnicas de ataque, así como la continua mejora de los dispositivos electrónicos. Las características físicas requieren contramedidas sobre la capa física, que generalmente se pueden clasificar en soluciones intrínsecas y extrínsecas. Contramedidas extrínsecas se ejecutan para confundir la fuente de ataque mediante la integración de ruido o mala alineación de la actividad interna. Comparativamente, las contramedidas intrínsecas están integradas en el propio algoritmo, para modificar la aplicación con el fin de minimizar las fugas medibles, o incluso hacer que dichas fugas no puedan ser medibles. Ocultación y Enmascaramiento son dos técnicas típicas incluidas en esta categoría. Concretamente, el enmascaramiento se aplica a nivel algorítmico, para alterar los datos intermedios sensibles con una máscara de manera reversible. A diferencia del enmascaramiento lineal, las operaciones no lineales que ampliamente existen en criptografías modernas son difíciles de enmascarar. Dicho método de ocultación, que ha sido verificado como una solución efectiva, comprende principalmente la codificación en doble carril, que está ideado especialmente para aplanar o eliminar la fuga dependiente de dato en potencia o en EM. En esta tesis doctoral, además de la descripción de las metodologías de ataque, se han dedicado grandes esfuerzos sobre la estructura del prototipo de la lógica propuesta, con el fin de realizar investigaciones enfocadas a la seguridad sobre contramedidas de arquitectura a nivel lógico. Una característica de SCA reside en el formato de las fuentes de fugas. Un típico ataque de canal lateral se refiere al análisis basado en la potencia, donde la capacidad fundamental del transistor MOS y otras capacidades parásitas son las fuentes esenciales de fugas. Por lo tanto, una lógica robusta resistente a SCA debe eliminar o mitigar las fugas de estas micro-unidades, como las puertas lógicas básicas, los puertos I/O y las rutas. Las herramientas EDA proporcionadas por los vendedores manipulan la lógica desde un nivel más alto, en lugar de realizarlo desde el nivel de puerta, donde las fugas de canal lateral se manifiestan. Por lo tanto, las implementaciones clásicas apenas satisfacen estas necesidades e inevitablemente atrofian el prototipo. Por todo ello, la implementación de un esquema de diseño personalizado y flexible ha de ser tomado en cuenta. En esta tesis se presenta el diseño y la implementación de una lógica innovadora para contrarrestar SCA, en la que se abordan 3 aspectos fundamentales: I. Se basa en ocultar la estrategia sobre el circuito en doble carril a nivel de puerta para obtener dinámicamente el equilibrio de las fugas en las capas inferiores; II. Esta lógica explota las características de la arquitectura de las FPGAs, para reducir al mínimo el gasto de recursos en la implementación; III. Se apoya en un conjunto de herramientas asistentes personalizadas, incorporadas al flujo genérico de diseño sobre FPGAs, con el fin de manipular los circuitos de forma automática. El kit de herramientas de diseño automático es compatible con la lógica de doble carril propuesta, para facilitar la aplicación práctica sobre la familia de FPGA del fabricante Xilinx. En este sentido, la metodología y las herramientas son flexibles para ser extendido a una amplia gama de aplicaciones en las que se desean obtener restricciones mucho más rígidas y sofisticadas a nivel de puerta o rutado. En esta tesis se realiza un gran esfuerzo para facilitar el proceso de implementación y reparación de lógica de doble carril genérica. La viabilidad de las soluciones propuestas es validada mediante la selección de algoritmos criptográficos ampliamente utilizados, y su evaluación exhaustiva en comparación con soluciones anteriores. Todas las propuestas están respaldadas eficazmente a través de ataques experimentales con el fin de validar las ventajas de seguridad del sistema. El presente trabajo de investigación tiene la intención de cerrar la brecha entre las barreras de implementación y la aplicación efectiva de lógica de doble carril. En esencia, a lo largo de esta tesis se describirá un conjunto de herramientas de implementación para FPGAs que se han desarrollado para trabajar junto con el flujo de diseño genérico de las mismas, con el fin de lograr crear de forma innovadora la lógica de doble carril. Un nuevo enfoque en el ámbito de la seguridad en el cifrado se propone para obtener personalización, automatización y flexibilidad en el prototipo de circuito de bajo nivel con granularidad fina. Las principales contribuciones del presente trabajo de investigación se resumen brevemente a continuación: Lógica de Precharge Absorbed-DPL logic: El uso de la conversión de netlist para reservar LUTs libres para ejecutar la señal de precharge y Ex en una lógica DPL. Posicionamiento entrelazado Row-crossed con pares idénticos de rutado en redes de doble carril, lo que ayuda a aumentar la resistencia frente a la medición EM selectiva y mitigar los impactos de las variaciones de proceso. Ejecución personalizada y herramientas de conversión automática para la generación de redes idénticas para la lógica de doble carril propuesta. (a) Para detectar y reparar conflictos en las conexiones; (b) Detectar y reparar las rutas asimétricas. (c) Para ser utilizado en otras lógicas donde se requiere un control estricto de las interconexiones en aplicaciones basadas en Xilinx. Plataforma CPA de pruebas personalizadas para el análisis de EM y potencia, incluyendo la construcción de dicha plataforma, el método de medición y análisis de los ataques. Análisis de tiempos para cuantificar los niveles de seguridad. División de Seguridad en la conversión parcial de un sistema de cifrado complejo para reducir los costes de la protección. Prueba de concepto de un sistema de calefacción auto-adaptativo para mitigar los impactos eléctricos debido a la variación del proceso de silicio de manera dinámica. La presente tesis doctoral se encuentra organizada tal y como se detalla a continuación: En el capítulo 1 se abordan los fundamentos de los ataques de canal lateral, que abarca desde conceptos básicos de teoría de modelos de análisis, además de la implementación de la plataforma y la ejecución de los ataques. En el capítulo 2 se incluyen las estrategias de resistencia SCA contra los ataques de potencia diferencial y de EM. Además de ello, en este capítulo se propone una lógica en doble carril compacta y segura como contribución de gran relevancia, así como también se presentará la transformación lógica basada en un diseño a nivel de puerta. Por otra parte, en el Capítulo 3 se abordan los desafíos relacionados con la implementación de lógica en doble carril genérica. Así mismo, se describirá un flujo de diseño personalizado para resolver los problemas de aplicación junto con una herramienta de desarrollo automático de aplicaciones propuesta, para mitigar las barreras de diseño y facilitar los procesos. En el capítulo 4 se describe de forma detallada la elaboración e implementación de las herramientas propuestas. Por otra parte, la verificación y validaciones de seguridad de la lógica propuesta, así como un sofisticado experimento de verificación de la seguridad del rutado, se describen en el capítulo 5. Por último, un resumen de las conclusiones de la tesis y las perspectivas como líneas futuras se incluyen en el capítulo 6. Con el fin de profundizar en el contenido de la tesis doctoral, cada capítulo se describe de forma más detallada a continuación: En el capítulo 1 se introduce plataforma de implementación hardware además las teorías básicas de ataque de canal lateral, y contiene principalmente: (a) La arquitectura genérica y las características de la FPGA a utilizar, en particular la Xilinx Virtex-5; (b) El algoritmo de cifrado seleccionado (un módulo comercial Advanced Encryption Standard (AES)); (c) Los elementos esenciales de los métodos de canal lateral, que permiten revelar las fugas de disipación correlacionadas con los comportamientos internos; y el método para recuperar esta relación entre las fluctuaciones físicas en los rastros de canal lateral y los datos internos procesados; (d) Las configuraciones de las plataformas de pruebas de potencia / EM abarcadas dentro de la presente tesis. El contenido de esta tesis se amplia y profundiza a partir del capítulo 2, en el cual se abordan varios aspectos claves. En primer lugar, el principio de protección de la compensación dinámica de la lógica genérica de precarga de doble carril (Dual-rail Precharge Logic-DPL) se explica mediante la descripción de los elementos compensados a nivel de puerta. En segundo lugar, la lógica PA-DPL es propuesta como aportación original, detallando el protocolo de la lógica y un caso de aplicación. En tercer lugar, dos flujos de diseño personalizados se muestran para realizar la conversión de doble carril. Junto con ello, se aclaran las definiciones técnicas relacionadas con la manipulación por encima de la netlist a nivel de LUT. Finalmente, una breve discusión sobre el proceso global se aborda en la parte final del capítulo. El Capítulo 3 estudia los principales retos durante la implementación de DPLs en FPGAs. El nivel de seguridad de las soluciones de resistencia a SCA encontradas en el estado del arte se ha degenerado debido a las barreras de implantación a través de herramientas EDA convencionales. En el escenario de la arquitectura FPGA estudiada, se discuten los problemas de los formatos de doble carril, impactos parásitos, sesgo tecnológico y la viabilidad de implementación. De acuerdo con estas elaboraciones, se plantean dos problemas: Cómo implementar la lógica propuesta sin penalizar los niveles de seguridad, y cómo manipular un gran número de celdas y automatizar el proceso. El PA-DPL propuesto en el capítulo 2 se valida con una serie de iniciativas, desde características estructurales como doble carril entrelazado o redes de rutado clonadas, hasta los métodos de aplicación tales como las herramientas de personalización y automatización de EDA. Por otra parte, un sistema de calefacción auto-adaptativo es representado y aplicado a una lógica de doble núcleo, con el fin de ajustar alternativamente la temperatura local para equilibrar los impactos negativos de la variación del proceso durante la operación en tiempo real. El capítulo 4 se centra en los detalles de la implementación del kit de herramientas. Desarrollado sobre una API third-party, el kit de herramientas personalizado es capaz de manipular los elementos de la lógica de circuito post P&R ncd (una versión binaria ilegible del xdl) convertido al formato XDL Xilinx. El mecanismo y razón de ser del conjunto de instrumentos propuestos son cuidadosamente descritos, que cubre la detección de enrutamiento y los enfoques para la reparación. El conjunto de herramientas desarrollado tiene como objetivo lograr redes de enrutamiento estrictamente idénticos para la lógica de doble carril, tanto para posicionamiento separado como para el entrelazado. Este capítulo particularmente especifica las bases técnicas para apoyar las implementaciones en los dispositivos de Xilinx y su flexibilidad para ser utilizado sobre otras aplicaciones. El capítulo 5 se enfoca en la aplicación de los casos de estudio para la validación de los grados de seguridad de la lógica propuesta. Se discuten los problemas técnicos detallados durante la ejecución y algunas nuevas técnicas de implementación. (a) Se discute el impacto en el proceso de posicionamiento de la lógica utilizando el kit de herramientas propuesto. Diferentes esquemas de implementación, tomando en cuenta la optimización global en seguridad y coste, se verifican con los experimentos con el fin de encontrar los planes de posicionamiento y reparación optimizados; (b) las validaciones de seguridad se realizan con los métodos de correlación y análisis de tiempo; (c) Una táctica asintótica se aplica a un núcleo AES sobre BCDL estructurado para validar de forma sofisticada el impacto de enrutamiento sobre métricas de seguridad; (d) Los resultados preliminares utilizando el sistema de calefacción auto-adaptativa sobre la variación del proceso son mostrados; (e) Se introduce una aplicación práctica de las herramientas para un diseño de cifrado completa. Capítulo 6 incluye el resumen general del trabajo presentado dentro de esta tesis doctoral. Por último, una breve perspectiva del trabajo futuro se expone, lo que puede ampliar el potencial de utilización de las contribuciones de esta tesis a un alcance más allá de los dominios de la criptografía en FPGAs. ABSTRACT This PhD thesis mainly concentrates on countermeasure techniques related to the Side Channel Attack (SCA), which has been put forward to academic exploitations since 17 years ago. The related research has seen a remarkable growth in the past decades, while the design of solid and efficient protection still curiously remain as an open research topic where more reliable initiatives are required for personal information privacy, enterprise and national data protections. The earliest documented usage of secret code can be traced back to around 1700 B.C., when the hieroglyphs in ancient Egypt are scribed in inscriptions. Information security always gained serious attention from diplomatic or military intelligence transmission. Due to the rapid evolvement of modern communication technique, crypto solution was first incorporated by electronic signal to ensure the confidentiality, integrity, availability, authenticity and non-repudiation of the transmitted contexts over unsecure cable or wireless channels. Restricted to the computation power before computer era, simple encryption tricks were practically sufficient to conceal information. However, algorithmic vulnerabilities can be excavated to restore the encoding rules with affordable efforts. This fact motivated the development of modern cryptography, aiming at guarding information system by complex and advanced algorithms. The appearance of computers has greatly pushed forward the invention of robust cryptographies, which efficiently offers resistance relying on highly strengthened computing capabilities. Likewise, advanced cryptanalysis has greatly driven the computing technologies in turn. Nowadays, the information world has been involved into a crypto world, protecting any fields by pervasive crypto solutions. These approaches are strong because of the optimized mergence between modern mathematical theories and effective hardware practices, being capable of implement crypto theories into various platforms (microprocessor, ASIC, FPGA, etc). Security needs from industries are actually the major driving metrics in electronic design, aiming at promoting the construction of systems with high performance without sacrificing security. Yet a vulnerability in practical implementation found by Prof. Paul Kocher, et al in 1996 implies that modern digital circuits are inherently vulnerable to an unconventional attack approach, which was named as side-channel attack since then from its analysis source. Critical suspicions to theoretically sound modern crypto algorithms surfaced almost immediately after this discovery. To be specifically, digital circuits typically consist of a great number of essential logic elements (as MOS - Metal Oxide Semiconductor), built upon a silicon substrate during the fabrication. Circuit logic is realized relying on the countless switch actions of these cells. This mechanism inevitably results in featured physical emanation that can be properly measured and correlated with internal circuit behaviors. SCAs can be used to reveal the confidential data (e.g. crypto-key), analyze the logic architecture, timing and even inject malicious faults to the circuits that are implemented in hardware system, like FPGA, ASIC, smart Card. Using various comparison solutions between the predicted leakage quantity and the measured leakage, secrets can be reconstructed at much less expense of time and computation. To be precisely, SCA basically encloses a wide range of attack types, typically as the analyses of power consumption or electromagnetic (EM) radiation. Both of them rely on statistical analyses, and hence require a number of samples. The crypto algorithms are not intrinsically fortified with SCA-resistance. Because of the severity, much attention has to be taken into the implementation so as to assemble countermeasures to camouflage the leakages via "side channels". Countermeasures against SCA are evolving along with the development of attack techniques. The physical characteristics requires countermeasures over physical layer, which can be generally classified into intrinsic and extrinsic vectors. Extrinsic countermeasures are executed to confuse the attacker by integrating noise, misalignment to the intra activities. Comparatively, intrinsic countermeasures are built into the algorithm itself, to modify the implementation for minimizing the measurable leakage, or making them not sensitive any more. Hiding and Masking are two typical techniques in this category. Concretely, masking applies to the algorithmic level, to alter the sensitive intermediate values with a mask in reversible ways. Unlike the linear masking, non-linear operations that widely exist in modern cryptographies are difficult to be masked. Approved to be an effective counter solution, hiding method mainly mentions dual-rail logic, which is specially devised for flattening or removing the data-dependent leakage in power or EM signatures. In this thesis, apart from the context describing the attack methodologies, efforts have also been dedicated to logic prototype, to mount extensive security investigations to countermeasures on logic-level. A characteristic of SCA resides on the format of leak sources. Typical side-channel attack concerns the power based analysis, where the fundamental capacitance from MOS transistors and other parasitic capacitances are the essential leak sources. Hence, a robust SCA-resistant logic must eliminate or mitigate the leakages from these micro units, such as basic logic gates, I/O ports and routings. The vendor provided EDA tools manipulate the logic from a higher behavioral-level, rather than the lower gate-level where side-channel leakage is generated. So, the classical implementations barely satisfy these needs and inevitably stunt the prototype. In this case, a customized and flexible design scheme is appealing to be devised. This thesis profiles an innovative logic style to counter SCA, which mainly addresses three major aspects: I. The proposed logic is based on the hiding strategy over gate-level dual-rail style to dynamically overbalance side-channel leakage from lower circuit layer; II. This logic exploits architectural features of modern FPGAs, to minimize the implementation expenses; III. It is supported by a set of assistant custom tools, incorporated by the generic FPGA design flow, to have circuit manipulations in an automatic manner. The automatic design toolkit supports the proposed dual-rail logic, facilitating the practical implementation on Xilinx FPGA families. While the methodologies and the tools are flexible to be expanded to a wide range of applications where rigid and sophisticated gate- or routing- constraints are desired. In this thesis a great effort is done to streamline the implementation workflow of generic dual-rail logic. The feasibility of the proposed solutions is validated by selected and widely used crypto algorithm, for thorough and fair evaluation w.r.t. prior solutions. All the proposals are effectively verified by security experiments. The presented research work attempts to solve the implementation troubles. The essence that will be formalized along this thesis is that a customized execution toolkit for modern FPGA systems is developed to work together with the generic FPGA design flow for creating innovative dual-rail logic. A method in crypto security area is constructed to obtain customization, automation and flexibility in low-level circuit prototype with fine-granularity in intractable routings. Main contributions of the presented work are summarized next: Precharge Absorbed-DPL logic: Using the netlist conversion to reserve free LUT inputs to execute the Precharge and Ex signal in a dual-rail logic style. A row-crossed interleaved placement method with identical routing pairs in dual-rail networks, which helps to increase the resistance against selective EM measurement and mitigate the impacts from process variations. Customized execution and automatic transformation tools for producing identical networks for the proposed dual-rail logic. (a) To detect and repair the conflict nets; (b) To detect and repair the asymmetric nets. (c) To be used in other logics where strict network control is required in Xilinx scenario. Customized correlation analysis testbed for EM and power attacks, including the platform construction, measurement method and attack analysis. A timing analysis based method for quantifying the security grades. A methodology of security partitions of complex crypto systems for reducing the protection cost. A proof-of-concept self-adaptive heating system to mitigate electrical impacts over process variations in dynamic dual-rail compensation manner. The thesis chapters are organized as follows: Chapter 1 discusses the side-channel attack fundamentals, which covers from theoretic basics to analysis models, and further to platform setup and attack execution. Chapter 2 centers to SCA-resistant strategies against generic power and EM attacks. In this chapter, a major contribution, a compact and secure dual-rail logic style, will be originally proposed. The logic transformation based on bottom-layer design will be presented. Chapter 3 is scheduled to elaborate the implementation challenges of generic dual-rail styles. A customized design flow to solve the implementation problems will be described along with a self-developed automatic implementation toolkit, for mitigating the design barriers and facilitating the processes. Chapter 4 will originally elaborate the tool specifics and construction details. The implementation case studies and security validations for the proposed logic style, as well as a sophisticated routing verification experiment, will be described in Chapter 5. Finally, a summary of thesis conclusions and perspectives for future work are included in Chapter 5. To better exhibit the thesis contents, each chapter is further described next: Chapter 1 provides the introduction of hardware implementation testbed and side-channel attack fundamentals, and mainly contains: (a) The FPGA generic architecture and device features, particularly of Virtex-5 FPGA; (b) The selected crypto algorithm - a commercially and extensively used Advanced Encryption Standard (AES) module - is detailed; (c) The essentials of Side-Channel methods are profiled. It reveals the correlated dissipation leakage to the internal behaviors, and the method to recover this relationship between the physical fluctuations in side-channel traces and the intra processed data; (d) The setups of the power/EM testing platforms enclosed inside the thesis work are given. The content of this thesis is expanded and deepened from chapter 2, which is divided into several aspects. First, the protection principle of dynamic compensation of the generic dual-rail precharge logic is explained by describing the compensated gate-level elements. Second, the novel DPL is originally proposed by detailing the logic protocol and an implementation case study. Third, a couple of custom workflows are shown next for realizing the rail conversion. Meanwhile, the technical definitions that are about to be manipulated above LUT-level netlist are clarified. A brief discussion about the batched process is given in the final part. Chapter 3 studies the implementation challenges of DPLs in FPGAs. The security level of state-of-the-art SCA-resistant solutions are decreased due to the implementation barriers using conventional EDA tools. In the studied FPGA scenario, problems are discussed from dual-rail format, parasitic impact, technological bias and implementation feasibility. According to these elaborations, two problems arise: How to implement the proposed logic without crippling the security level; and How to manipulate a large number of cells and automate the transformation. The proposed PA-DPL in chapter 2 is legalized with a series of initiatives, from structures to implementation methods. Furthermore, a self-adaptive heating system is depicted and implemented to a dual-core logic, assumed to alternatively adjust local temperature for balancing the negative impacts from silicon technological biases on real-time. Chapter 4 centers to the toolkit system. Built upon a third-party Application Program Interface (API) library, the customized toolkit is able to manipulate the logic elements from post P&R circuit (an unreadable binary version of the xdl one) converted to Xilinx xdl format. The mechanism and rationale of the proposed toolkit are carefully convoyed, covering the routing detection and repairing approaches. The developed toolkit aims to achieve very strictly identical routing networks for dual-rail logic both for separate and interleaved placement. This chapter particularly specifies the technical essentials to support the implementations in Xilinx devices and the flexibility to be expanded to other applications. Chapter 5 focuses on the implementation of the case studies for validating the security grades of the proposed logic style from the proposed toolkit. Comprehensive implementation techniques are discussed. (a) The placement impacts using the proposed toolkit are discussed. Different execution schemes, considering the global optimization in security and cost, are verified with experiments so as to find the optimized placement and repair schemes; (b) Security validations are realized with correlation, timing methods; (c) A systematic method is applied to a BCDL structured module to validate the routing impact over security metric; (d) The preliminary results using the self-adaptive heating system over process variation is given; (e) A practical implementation of the proposed toolkit to a large design is introduced. Chapter 6 includes the general summary of the complete work presented inside this thesis. Finally, a brief perspective for the future work is drawn which might expand the potential utilization of the thesis contributions to a wider range of implementation domains beyond cryptography on FPGAs.

PUE attack detection in CWSN using collaboration and learning behavior

Cognitive Wireless Sensor Network (CWSN) is a new paradigm which integrates cognitive features in traditional Wireless Sensor Networks (WSNs) to mitigate important problems such as spectrum occupancy. Security in Cognitive Wireless Sensor Networks is an important problem because these kinds of networks manage critical applications and data. Moreover, the specific constraints of WSN make the problem even more critical. However, effective solutions have not been implemented yet. Among the specific attacks derived from new cognitive features, the one most studied is the Primary User Emulation (PUE) attack. This paper discusses a new approach, based on anomaly behavior detection and collaboration, to detect the PUE attack in CWSN scenarios. A nonparametric CUSUM algorithm, suitable for low resource networks like CWSN, has been used in this work. The algorithm has been tested using a cognitive simulator that brings important results in this area. For example, the result shows that the number of collaborative nodes is the most important parameter in order to improve the PUE attack detection rates. If the 20% of the nodes collaborates, the PUE detection reaches the 98% with less than 1% of false positives.

Optimal Impulsive Collision Avoidance

The problem of optimal impulsive collision avoidance between two colliding objects in 3-dimensional elliptical Keplerian orbits is investigated with the purpose of establishing the optimal impulse direction and orbit location that give rise to the maximum miss distance following the maneuver. Closed-form analytical expressions are provided that predicts such distance and can be employed to perform a full optimization analysis. After verifying the accuracy of the expression for any orbital eccentricity and encounter geometry the optimum maneuver direction is derived as a function of the arc length separation between the maneuver point and the predicted collision point. The provided formulas can be used for high accuracy instantaneous estimation of the outcome of a generic impulsive collision avoidance maneuver and its optimization

Experimental tests in human-robot collision evaluation and characterization of a new safety index for robot operation

This paper describes an experimental procedure consisting of impact tests that simulate a collision of a human head with an industrial robot with the aim to validate a safety index named as New Index for Robots (NIR) and its outputs. The experiments in this paper are based on lab tests. It is an attempt to characterize the NIR index underlying the main parameters that are involved in crash interaction and to highlight limitations and weakness of suggested impact tests.

Radar track segmentation with cubic splines for collision risk models in high density terminal areas

This paper presents a method to segment airplane radar tracks in high density terminal areas where the air traffic follows trajectories with several changes in heading, speed and altitude. The radar tracks are modelled with different types of segments, straight lines, cubic spline function and shape preserving cubic function. The longitudinal, lateral and vertical deviations are calculated for terminal manoeuvring area scenarios. The most promising model of the radar tracks resulted from a mixed interpolation using straight lines for linear segments and spline cubic functions for curved segments. A sensitivity analysis is used to optimise the size of the window for the segmentation process.

Collision avoidance maneuver optimization

The paper presents a high accuracy fully analytical formulation to compute the miss distance and collision probability of two approaching objects following an impulsive collision avoidance maneuver. The formulation hinges on a linear relation between the applied impulse and the objects relative motion in the b-plane, which allows to formulate the maneuver optimization problem as an eigenvalue problem. The optimization criterion consists of minimizing the maneuver cost in terms of delta-V magnitude in order to either maximize collision miss distance or to minimize Gaussian collision probability. The algorithm, whose accuracy is verified in representative mission scenarios, can be employed for collision avoidance maneuver planning with reduced computational cost when compared to fully numerical algorithms.

Methodologies for Collision Risk Computation = Metodologías para Cálculo de Riesgo de Colisión

Esta tesis aborda metodologías para el cálculo de riesgo de colisión de satélites. La minimización del riesgo de colisión se debe abordar desde dos puntos de vista distintos. Desde el punto de vista operacional, es necesario filtrar los objetos que pueden presentar un encuentro entre todos los objetos que comparten el espacio con un satélite operacional. Puesto que las órbitas, del objeto operacional y del objeto envuelto en la colisión, no se conocen perfectamente, la geometría del encuentro y el riesgo de colisión deben ser evaluados. De acuerdo con dicha geometría o riesgo, una maniobra evasiva puede ser necesaria para evitar la colisión. Dichas maniobras implican un consumo de combustible que impacta en la capacidad de mantenimiento orbital y por tanto de la visa útil del satélite. Por tanto, el combustible necesario a lo largo de la vida útil de un satélite debe ser estimado en fase de diseño de la misión para una correcta definición de su vida útil, especialmente para satélites orbitando en regímenes orbitales muy poblados. Los dos aspectos, diseño de misión y aspectos operacionales en relación con el riesgo de colisión están abordados en esta tesis y se resumen en la Figura 3. En relación con los aspectos relacionados con el diseño de misión (parte inferior de la figura), es necesario evaluar estadísticamente las características de de la población espacial y las teorías que permiten calcular el número medio de eventos encontrados por una misión y su capacidad de reducir riesgo de colisión. Estos dos aspectos definen los procedimientos más apropiados para reducir el riesgo de colisión en fase operacional. Este aspecto es abordado, comenzando por la teoría descrita en [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 e implementada por el autor de esta tesis en la herramienta ARES [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 proporcionada por ESA para la evaluación de estrategias de evitación de colisión. Esta teoría es extendida en esta tesis para considerar las características de los datos orbitales disponibles en las fases operacionales de un satélite (sección 4.3.3). Además, esta teoría se ha extendido para considerar riesgo máximo de colisión cuando la incertidumbre de las órbitas de objetos catalogados no es conocida (como se da el caso para los TLE), y en el caso de querer sólo considerar riesgo de colisión catastrófico (sección 4.3.2.3). Dichas mejoras se han incluido en la nueva versión de ARES [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 puesta a disposición a través de [SDUP,2014]R.60. En fase operacional, los catálogos que proporcionan datos orbitales de los objetos espaciales, son procesados rutinariamente, para identificar posibles encuentros que se analizan en base a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión para proponer maniobras de evasión. Actualmente existe una única fuente de datos públicos, el catálogo TLE (de sus siglas en inglés, Two Line Elements). Además, el Joint Space Operation Center (JSpOC) Americano proporciona mensajes con alertas de colisión (CSM) cuando el sistema de vigilancia americano identifica un posible encuentro. En función de los datos usados en fase operacional (TLE o CSM), la estrategia de evitación puede ser diferente debido a las características de dicha información. Es preciso conocer las principales características de los datos disponibles (respecto a la precisión de los datos orbitales) para estimar los posibles eventos de colisión encontrados por un satélite a lo largo de su vida útil. En caso de los TLE, cuya precisión orbital no es proporcionada, la información de precisión orbital derivada de un análisis estadístico se puede usar también en el proceso operacional así como en el diseño de la misión. En caso de utilizar CSM como base de las operaciones de evitación de colisiones, se conoce la precisión orbital de los dos objetos involucrados. Estas características se han analizado en detalle, evaluando estadísticamente las características de ambos tipos de datos. Una vez concluido dicho análisis, se ha analizado el impacto de utilizar TLE o CSM en las operaciones del satélite (sección 5.1). Este análisis se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. En dicho análisis, se proporcionan recomendaciones para distintas misiones (tamaño del satélite y régimen orbital) en relación con las estrategias de evitación de colisión para reducir el riesgo de colisión de manera significativa. Por ejemplo, en el caso de un satélite en órbita heliosíncrona en régimen orbital LEO, el valor típico del ACPL que se usa de manera extendida es 10-4. Este valor no es adecuado cuando los esquemas de evitación de colisión se realizan sobre datos TLE. En este caso, la capacidad de reducción de riesgo es prácticamente nula (debido a las grandes incertidumbres de los datos TLE) incluso para tiempos cortos de predicción. Para conseguir una reducción significativa del riesgo, sería necesario usar un ACPL en torno a 10-6 o inferior, produciendo unas 10 alarmas al año por satélite (considerando predicciones a un día) o 100 alarmas al año (con predicciones a tres días). Por tanto, la principal conclusión es la falta de idoneidad de los datos TLE para el cálculo de eventos de colisión. Al contrario, usando los datos CSM, debido a su mejor precisión orbital, se puede obtener una reducción significativa del riesgo con ACPL en torno a 10-4 (considerando 3 días de predicción). Incluso 5 días de predicción pueden ser considerados con ACPL en torno a 10-5. Incluso tiempos de predicción más largos se pueden usar (7 días) con reducción del 90% del riesgo y unas 5 alarmas al año (en caso de predicciones de 5 días, el número de maniobras se mantiene en unas 2 al año). La dinámica en GEO es diferente al caso LEO y hace que el crecimiento de las incertidumbres orbitales con el tiempo de propagación sea menor. Por el contrario, las incertidumbres derivadas de la determinación orbital son peores que en LEO por las diferencias en las capacidades de observación de uno y otro régimen orbital. Además, se debe considerar que los tiempos de predicción considerados para LEO pueden no ser apropiados para el caso de un satélite GEO (puesto que tiene un periodo orbital mayor). En este caso usando datos TLE, una reducción significativa del riesgo sólo se consigue con valores pequeños de ACPL, produciendo una alarma por año cuando los eventos de colisión se predicen a un día vista (tiempo muy corto para implementar maniobras de evitación de colisión).Valores más adecuados de ACPL se encuentran entre 5•10-8 y 10-7, muy por debajo de los valores usados en las operaciones actuales de la mayoría de las misiones GEO (de nuevo, no se recomienda en este régimen orbital basar las estrategias de evitación de colisión en TLE). Los datos CSM permiten una reducción de riesgo apropiada con ACPL entre 10-5 y 10-4 con tiempos de predicción cortos y medios (10-5 se recomienda para predicciones a 5 o 7 días). El número de maniobras realizadas sería una en 10 años de misión. Se debe notar que estos cálculos están realizados para un satélite de unos 2 metros de radio. En el futuro, otros sistemas de vigilancia espacial (como el programa SSA de la ESA), proporcionarán catálogos adicionales de objetos espaciales con el objetivo de reducir el riesgo de colisión de los satélites. Para definir dichos sistemas de vigilancia, es necesario identificar las prestaciones del catalogo en función de la reducción de riesgo que se pretende conseguir. Las características del catálogo que afectan principalmente a dicha capacidad son la cobertura (número de objetos incluidos en el catalogo, limitado principalmente por el tamaño mínimo de los objetos en función de las limitaciones de los sensores utilizados) y la precisión de los datos orbitales (derivada de las prestaciones de los sensores en relación con la precisión de las medidas y la capacidad de re-observación de los objetos). El resultado de dicho análisis (sección 5.2) se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. Este análisis no estaba inicialmente previsto durante la tesis, y permite mostrar como la teoría descrita en esta tesis, inicialmente definida para facilitar el diseño de misiones (parte superior de la figura 1) se ha extendido y se puede aplicar para otros propósitos como el dimensionado de un sistema de vigilancia espacial (parte inferior de la figura 1). La principal diferencia de los dos análisis se basa en considerar las capacidades de catalogación (precisión y tamaño de objetos observados) como una variable a modificar en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia), siendo fijas en el caso de un diseño de misión. En el caso de las salidas generadas en el análisis, todos los aspectos calculados en un análisis estadístico de riesgo de colisión son importantes para diseño de misión (con el objetivo de calcular la estrategia de evitación y la cantidad de combustible a utilizar), mientras que en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia, los aspectos más importantes son el número de maniobras y falsas alarmas (fiabilidad del sistema) y la capacidad de reducción de riesgo (efectividad del sistema). Adicionalmente, un sistema de vigilancia espacial debe ser caracterizado por su capacidad de evitar colisiones catastróficas (evitando así in incremento dramático de la población de basura espacial), mientras que el diseño de una misión debe considerar todo tipo de encuentros, puesto que un operador está interesado en evitar tanto las colisiones catastróficas como las letales. Del análisis de las prestaciones (tamaño de objetos a catalogar y precisión orbital) requeridas a un sistema de vigilancia espacial se concluye que ambos aspectos han de ser fijados de manera diferente para los distintos regímenes orbitales. En el caso de LEO se hace necesario observar objetos de hasta 5cm de radio, mientras que en GEO se rebaja este requisito hasta los 100 cm para cubrir las colisiones catastróficas. La razón principal para esta diferencia viene de las diferentes velocidades relativas entre los objetos en ambos regímenes orbitales. En relación con la precisión orbital, ésta ha de ser muy buena en LEO para poder reducir el número de falsas alarmas, mientras que en regímenes orbitales más altos se pueden considerar precisiones medias. En relación con los aspectos operaciones de la determinación de riesgo de colisión, existen varios algoritmos de cálculo de riesgo entre dos objetos espaciales. La Figura 2 proporciona un resumen de los casos en cuanto a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión y como se abordan en esta tesis. Normalmente se consideran objetos esféricos para simplificar el cálculo de riesgo (caso A). Este caso está ampliamente abordado en la literatura y no se analiza en detalle en esta tesis. Un caso de ejemplo se proporciona en la sección 4.2. Considerar la forma real de los objetos (caso B) permite calcular el riesgo de una manera más precisa. Un nuevo algoritmo es definido en esta tesis para calcular el riesgo de colisión cuando al menos uno de los objetos se considera complejo (sección 4.4.2). Dicho algoritmo permite calcular el riesgo de colisión para objetos formados por un conjunto de cajas, y se ha presentado en varias conferencias internacionales. Para evaluar las prestaciones de dicho algoritmo, sus resultados se han comparado con un análisis de Monte Carlo que se ha definido para considerar colisiones entre cajas de manera adecuada (sección 4.1.2.3), pues la búsqueda de colisiones simples aplicables para objetos esféricos no es aplicable a este caso. Este análisis de Monte Carlo se considera la verdad a la hora de calcular los resultados del algoritmos, dicha comparativa se presenta en la sección 4.4.4. En el caso de satélites que no se pueden considerar esféricos, el uso de un modelo de la geometría del satélite permite descartar eventos que no son colisiones reales o estimar con mayor precisión el riesgo asociado a un evento. El uso de estos algoritmos con geometrías complejas es más relevante para objetos de dimensiones grandes debido a las prestaciones de precisión orbital actuales. En el futuro, si los sistemas de vigilancia mejoran y las órbitas son conocidas con mayor precisión, la importancia de considerar la geometría real de los satélites será cada vez más relevante. La sección 5.4 presenta un ejemplo para un sistema de grandes dimensiones (satélite con un tether). Adicionalmente, si los dos objetos involucrados en la colisión tienen velocidad relativa baja (y geometría simple, Caso C en la Figura 2), la mayor parte de los algoritmos no son aplicables requiriendo implementaciones dedicadas para este caso particular. En esta tesis, uno de estos algoritmos presentado en la literatura [Patera, 2001]R.26 se ha analizado para determinar su idoneidad en distintos tipos de eventos (sección 4.5). La evaluación frete a un análisis de Monte Carlo se proporciona en la sección 4.5.2. Tras este análisis, se ha considerado adecuado para abordar las colisiones de baja velocidad. En particular, se ha concluido que el uso de algoritmos dedicados para baja velocidad son necesarios en función del tamaño del volumen de colisión proyectado en el plano de encuentro (B-plane) y del tamaño de la incertidumbre asociada al vector posición entre los dos objetos. Para incertidumbres grandes, estos algoritmos se hacen más necesarios pues la duración del intervalo en que los elipsoides de error de los dos objetos pueden intersecar es mayor. Dicho algoritmo se ha probado integrando el algoritmo de colisión para objetos con geometrías complejas. El resultado de dicho análisis muestra que este algoritmo puede ser extendido fácilmente para considerar diferentes tipos de algoritmos de cálculo de riesgo de colisión (sección 4.5.3). Ambos algoritmos, junto con el método Monte Carlo para geometrías complejas, se han implementado en la herramienta operacional de la ESA CORAM, que es utilizada para evaluar el riesgo de colisión en las actividades rutinarias de los satélites operados por ESA [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. Este hecho muestra el interés y relevancia de los algoritmos desarrollados para la mejora de las operaciones de los satélites. Dichos algoritmos han sido presentados en varias conferencias internacionales [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1. ABSTRACT This document addresses methodologies for computation of the collision risk of a satellite. Two different approaches need to be considered for collision risk minimisation. On an operational basis, it is needed to perform a sieve of possible objects approaching the satellite, among all objects sharing the space with an operational satellite. As the orbits of both, satellite and the eventual collider, are not perfectly known but only estimated, the miss-encounter geometry and the actual risk of collision shall be evaluated. In the basis of the encounter geometry or the risk, an eventual manoeuvre may be required to avoid the conjunction. Those manoeuvres will be associated to a reduction in the fuel for the mission orbit maintenance, and thus, may reduce the satellite operational lifetime. Thus, avoidance manoeuvre fuel budget shall be estimated, at mission design phase, for a better estimation of mission lifetime, especially for those satellites orbiting in very populated orbital regimes. These two aspects, mission design and operational collision risk aspects, are summarised in Figure 3, and covered along this thesis. Bottom part of the figure identifies the aspects to be consider for the mission design phase (statistical characterisation of the space object population data and theory computing the mean number of events and risk reduction capability) which will define the most appropriate collision avoidance approach at mission operational phase. This part is covered in this work by starting from the theory described in [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 and implemented by this author in ARES tool [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 provided by ESA for evaluation of collision avoidance approaches. This methodology has been now extended to account for the particular features of the available data sets in operational environment (section 4.3.3). Additionally, the formulation has been extended to allow evaluating risk computation approached when orbital uncertainty is not available (like the TLE case) and when only catastrophic collisions are subject to study (section 4.3.2.3). These improvements to the theory have been included in the new version of ESA ARES tool [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 and available through [SDUP,2014]R.60. At the operation phase, the real catalogue data will be processed on a routine basis, with adequate collision risk computation algorithms to propose conjunction avoidance manoeuvre optimised for every event. The optimisation of manoeuvres in an operational basis is not approached along this document. Currently, American Two Line Element (TLE) catalogue is the only public source of data providing orbits of objects in space to identify eventual conjunction events. Additionally, Conjunction Summary Message (CSM) is provided by Joint Space Operation Center (JSpOC) when the American system identifies a possible collision among satellites and debris. Depending on the data used for collision avoidance evaluation, the conjunction avoidance approach may be different. The main features of currently available data need to be analysed (in regards to accuracy) in order to perform estimation of eventual encounters to be found along the mission lifetime. In the case of TLE, as these data is not provided with accuracy information, operational collision avoidance may be also based on statistical accuracy information as the one used in the mission design approach. This is not the case for CSM data, which includes the state vector and orbital accuracy of the two involved objects. This aspect has been analysed in detail and is depicted in the document, evaluating in statistical way the characteristics of both data sets in regards to the main aspects related to collision avoidance. Once the analysis of data set was completed, investigations on the impact of those features in the most convenient avoidance approaches have been addressed (section 5.1). This analysis is published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. The analysis provides recommendations for different mission types (satellite size and orbital regime) in regards to the most appropriate collision avoidance approach for relevant risk reduction. The risk reduction capability is very much dependent on the accuracy of the catalogue utilized to identify eventual collisions. Approaches based on CSM data are recommended against the TLE based approach. Some approaches based on the maximum risk associated to envisaged encounters are demonstrated to report a very large number of events, which makes the approach not suitable for operational activities. Accepted Collision Probability Levels are recommended for the definition of the avoidance strategies for different mission types. For example for the case of a LEO satellite in the Sun-synchronous regime, the typically used ACPL value of 10-4 is not a suitable value for collision avoidance schemes based on TLE data. In this case the risk reduction capacity is almost null (due to the large uncertainties associated to TLE data sets, even for short time-to-event values). For significant reduction of risk when using TLE data, ACPL on the order of 10-6 (or lower) seems to be required, producing about 10 warnings per year and mission (if one-day ahead events are considered) or 100 warnings per year (for three-days ahead estimations). Thus, the main conclusion from these results is the lack of feasibility of TLE for a proper collision avoidance approach. On the contrary, for CSM data, and due to the better accuracy of the orbital information when compared with TLE, ACPL on the order of 10-4 allows to significantly reduce the risk. This is true for events estimated up to 3 days ahead. Even 5 days ahead events can be considered, but ACPL values down to 10-5 should be considered in such case. Even larger prediction times can be considered (7 days) for risk reduction about 90%, at the cost of larger number of warnings up to 5 events per year, when 5 days prediction allows to keep the manoeuvre rate in 2 manoeuvres per year. Dynamics of the GEO orbits is different to that in LEO, impacting on a lower increase of orbits uncertainty along time. On the contrary, uncertainties at short prediction times at this orbital regime are larger than those at LEO due to the differences in observation capabilities. Additionally, it has to be accounted that short prediction times feasible at LEO may not be appropriate for a GEO mission due to the orbital period being much larger at this regime. In the case of TLE data sets, significant reduction of risk is only achieved for small ACPL values, producing about a warning event per year if warnings are raised one day in advance to the event (too short for any reaction to be considered). Suitable ACPL values would lay in between 5•10-8 and 10-7, well below the normal values used in current operations for most of the GEO missions (TLE-based strategies for collision avoidance at this regime are not recommended). On the contrary, CSM data allows a good reduction of risk with ACPL in between 10-5 and 10-4 for short and medium prediction times. 10-5 is recommended for prediction times of five or seven days. The number of events raised for a suitable warning time of seven days would be about one in a 10-year mission. It must be noted, that these results are associated to a 2 m radius spacecraft, impact of the satellite size are also analysed within the thesis. In the future, other Space Situational Awareness Systems (SSA, ESA program) may provide additional catalogues of objects in space with the aim of reducing the risk. It is needed to investigate which are the required performances of those catalogues for allowing such risk reduction. The main performance aspects are coverage (objects included in the catalogue, mainly limited by a minimum object size derived from sensor performances) and the accuracy of the orbital data to accurately evaluate the conjunctions (derived from sensor performance in regards to object observation frequency and accuracy). The results of these investigations (section 5.2) are published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. This aspect was not initially foreseen as objective of the thesis, but it shows how the theory described in the thesis, initially defined for mission design in regards to avoidance manoeuvre fuel allocation (upper part of figure 1), is extended and serves for additional purposes as dimensioning a Space Surveillance and Tracking (SST) system (bottom part of figure below). The main difference between the two approaches is the consideration of the catalogue features as part of the theory which are not modified (for the satellite mission design case) instead of being an input for the analysis (in the case of the SST design). In regards to the outputs, all the features computed by the statistical conjunction analysis are of importance for mission design (with the objective of proper global avoidance strategy definition and fuel allocation), whereas for the case of SST design, the most relevant aspects are the manoeuvre and false alarm rates (defining a reliable system) and the Risk Reduction capability (driving the effectiveness of the system). In regards to the methodology for computing the risk, the SST system shall be driven by the capacity of providing the means to avoid catastrophic conjunction events (avoiding the dramatic increase of the population), whereas the satellite mission design should consider all type of encounters, as the operator is interested on avoiding both lethal and catastrophic collisions. From the analysis of the SST features (object coverage and orbital uncertainty) for a reliable system, it is concluded that those two characteristics are to be imposed differently for the different orbital regimes, as the population level is different depending on the orbit type. Coverage values range from 5 cm for very populated LEO regime up to 100 cm in the case of GEO region. The difference on this requirement derives mainly from the relative velocity of the encounters at those regimes. Regarding the orbital knowledge of the catalogues, very accurate information is required for objects in the LEO region in order to limit the number of false alarms, whereas intermediate orbital accuracy can be considered for higher orbital regimes. In regards to the operational collision avoidance approaches, several collision risk algorithms are used for evaluation of collision risk of two pair of objects. Figure 2 provides a summary of the different collision risk algorithm cases and indicates how they are covered along this document. The typical case with high relative velocity is well covered in literature for the case of spherical objects (case A), with a large number of available algorithms, that are not analysed in detailed in this work. Only a sample case is provided in section 4.2. If complex geometries are considered (Case B), a more realistic risk evaluation can be computed. New approach for the evaluation of risk in the case of complex geometries is presented in this thesis (section 4.4.2), and it has been presented in several international conferences. The developed algorithm allows evaluating the risk for complex objects formed by a set of boxes. A dedicated Monte Carlo method has also been described (section 4.1.2.3) and implemented to allow the evaluation of the actual collisions among a large number of simulation shots. This Monte Carlo runs are considered the truth for comparison of the algorithm results (section 4.4.4). For spacecrafts that cannot be considered as spheres, the consideration of the real geometry of the objects may allow to discard events which are not real conjunctions, or estimate with larger reliability the risk associated to the event. This is of particular importance for the case of large spacecrafts as the uncertainty in positions of actual catalogues does not reach small values to make a difference for the case of objects below meter size. As the tracking systems improve and the orbits of catalogued objects are known more precisely, the importance of considering actual shapes of the objects will become more relevant. The particular case of a very large system (as a tethered satellite) is analysed in section 5.4. Additionally, if the two colliding objects have low relative velocity (and simple geometries, case C in figure above), the most common collision risk algorithms fail and adequate theories need to be applied. In this document, a low relative velocity algorithm presented in the literature [Patera, 2001]R.26 is described and evaluated (section 4.5). Evaluation through comparison with Monte Carlo approach is provided in section 4.5.2. The main conclusion of this analysis is the suitability of this algorithm for the most common encounter characteristics, and thus it is selected as adequate for collision risk estimation. Its performances are evaluated in order to characterise when it can be safely used for a large variety of encounter characteristics. In particular, it is found that the need of using dedicated algorithms depend on both the size of collision volume in the B-plane and the miss-distance uncertainty. For large uncertainties, the need of such algorithms is more relevant since for small uncertainties the encounter duration where the covariance ellipsoids intersect is smaller. Additionally, its application for the case of complex satellite geometries is assessed (case D in figure above) by integrating the developed algorithm in this thesis with Patera’s formulation for low relative velocity encounters. The results of this analysis show that the algorithm can be easily extended for collision risk estimation process suitable for complex geometry objects (section 4.5.3). The two algorithms, together with the Monte Carlo method, have been implemented in the operational tool CORAM for ESA which is used for the evaluation of collision risk of ESA operated missions, [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. This fact shows the interest and relevance of the developed algorithms for improvement of satellite operations. The algorithms have been presented in several international conferences, [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1.

Optimization of the Integrated Guidance and Control for a Dual Aerodynamic Control Missile

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atmósfera requieren la interceptación de blancos a mayores velocidades y más maniobrables, incluyendo los esperados vehículos aéreos de combate no tripulados. La intercepción tiene que lograrse desde cualquier ángulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnología de misiles en la actualidad es cómo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a través de mejoras en los métodos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simultáneamente, al proponer un diseño integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodinámico simultáneo en canard y cola. Un primer avance de los resultados obtenidos ha sido publicado recientemente en el Journal of Aerospace Engineering, en Abril de 2015, [Ibarrondo y Sanz-Aranguez, 2015]. El valor del diseño integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando únicamente control aerodinámico. El diseño propuesto se compara favorablemente con esquemas más tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrará cómo la introducción del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son móviles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere sólo introducir dos servos adicionales para accionar los canards también en guiñada y cabeceo. La sección de cola será responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicación añadida es que los vórtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus características de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo analítico completo para la aerodinámica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterización de este efecto de acoplamiento aerodinámico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y guiñada para un misil de doble mando: ”desviación” y ”opuesto”. En modo ”desviación”, los controles actúan en la misma dirección, generando un cambio inmediato en la sustentación y produciendo un movimiento de translación en el misil. La respuesta es rápida, pero en el modo ”desviación” los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ángulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles actúan en direcciones opuestas, el misil rota y el ángulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodinámico completo, es posible obtener una parametrización dependiente de los estados de la dinámica de corto periodo del misil. Debido al efecto de acoplamiento entre los controles, la respuesta en bucle abierto no depende linealmente de los controles. El autopiloto se optimiza para obtener la maniobra requerida por la ley de guiado sin exceder ninguno de los límites aerodinámicos o mecánicos del misil. Una segunda contribución de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con múltiples entradas de control y que integra la aerodinámica no lineal, controlando los tres canales de picado, guiñada y cabeceo de forma simultánea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integración mediante la resolución de una ecuación de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-óptimas, debido a que una solución completa de la ecuación de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera práctica, y se asumen ciertas simplificaciones. Se incorpora asimismo un mecanismo que permite acelerar la respuesta en caso necesario. Como parte del autopiloto, se define una estrategia para repartir el esfuerzo de control entre el canard y la cola. Esto se consigue mediante un controlador aumentado situado antes del bucle de optimización, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentación directa mantiene al misil cerca de sus condiciones de equilibrio, garantizando una respuesta transitoria adecuada. El controlador no lineal elimina la respuesta de fase no-mínima característica de la cola. En esta Tesis se consideran dos diseños para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximación de Doble-Lazo, el autopiloto se sitúa dentro de un bucle interior y se diseña independientemente del guiado, que conforma el bucle más exterior del control. Esta estructura asume que existe separación espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos característicos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado óptimo. Los resultados obtenidos demuestran que se consiguen aumentos muy importantes en las actuaciones frente a misiles con control canard o control en cola, y que la interceptación, cuando se lanza cerca del curso de colisión, se consigue desde cualquier ángulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia óptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximación al blanco y utilizar el modo de desviación justo antes del impacto. Sin embargo la lógica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisión. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleración lateral, y no tiene control sobre su aceleración axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hipótesis de separación mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la dinámica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un único bucle, la información de los estados del misil está disponible para el cálculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribución de la Tesis es la resolución de este segundo diseño, la integración no lineal del guiado y del autopiloto (IGA) para el misil de doble control. Aproximaciones anteriores en la literatura han planteado este sistema en ejes cuerpo, resultando en un sistema muy inestable debido al bajo amortiguamiento del misil en cabeceo y guiñada. Las simplificaciones que se tomaron también causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepción. En nuestra aproximación el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la dinámica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la dinámica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo explícito la velocidad dentro del bucle de optimización. La formulación resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el cálculo del modelo en Doble-bucle. Un típico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posición del misil y saturan el controlador, provocando la pérdida del misil. Este problema se ha tratado aquí con un controlador aumentado previo al bucle de optimización, que define un estado de equilibrio local para el sistema integrado, que pasa a actuar como un regulador. Los criterios de actuaciones para el IGA son los mismos que para el sistema de Doble-Bucle. Sin embargo el problema matemático resultante es muy complejo. El problema óptimo para tiempo finito resulta en una ecuación diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducción de una matriz de transición, este problema se transforma en una ecuación diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante métodos numéricos. La solución resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una solución aproximada basada en la solución de una ecuación algebraica de Riccati para cada paso de integración. Los resultados que se han obtenido demuestran, a través de análisis numéricos en distintos escenarios, que la solución integrada es mejor que el sistema de Doble-Bucle. Las trayectorias resultantes son muy distintas. El IGA preserva el guiado del misil y consigue maximizar el uso de la propulsión, consiguiendo la interceptación del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y además requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de cálculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es más robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el núcleo de optimización en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimación de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisión de la solución de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribución, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, sólo con control aerodinámico. Las trayectorias estudiadas consideran una fase pre-programada de alta velocidad de giro, manteniendo siempre el misil dentro de su envuelta de vuelo. Este procedimiento no necesita recurrir a soluciones técnicamente más complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matemáticas se utiliza el producto de Kronecker como una herramienta practica para manejar las parametrizaciones dependientes de variables, que resultan en matrices de grandes dimensiones. ABSTRACT Future missions for air to air endo-atmospheric missiles require the interception of targets with higher speeds and more maneuverable, including forthcoming unmanned supersonic combat vehicles. The interception will need to be achieved from any angle and off-boresight launch conditions. One of the most significant discussions in missile technology today is how to satisfy these new operational requirements by increasing missile maneuvering capabilities and in parallel, through the development of more advanced guidance and control methods. This Thesis addresses these two objectives by proposing a novel optimal integrated guidance and autopilot design scheme, applicable to more maneuverable missiles with forward and rearward aerodynamic controls. A first insight of these results have been recently published in the Journal of Aerospace Engineering in April 2015, [Ibarrondo and Sanz-Aránguez, 2015]. The value of this integrated solution is that it allows the missile to comply with the aforementioned requirements only by applying aerodynamic control. The proposed design is compared against more traditional guidance and control approaches with positive results, achieving reduced control efforts and lower miss distances with the integrated logic even in the presence of noises. In this Thesis it will be demonstrated how the dual control missile, where canard and tail fins are both movable, can enhance the capabilities of an existing missile airframe. Compared to a tail missile, dual control only requires two additional servos to actuate the canards in pitch and yaw. The tail section will be responsible to maintain the missile stabilized in roll, like in a classic tail missile. The additional complexity is that the vortices shed from the canard propagate downstream where they interact with the tail surfaces, altering the tail expected control characteristics. These aerodynamic phenomena must be properly described, as a preliminary step, with high enough precision for advanced guidance and control studies. As a first contribution we have developed a full analytical model of the nonlinear aerodynamics of a missile with dual control, including the characterization of this cross-control coupling effect. This development has been produced from a theoretical model validated with reliable practical data obtained from wind tunnel experiments available in the scientific literature, complement with computer fluid dynamics and semi-experimental methods. There are two modes of operating a missile with forward and rear controls, ”divert” and ”opposite” modes. In divert mode, controls are deflected in the same direction, generating an increment in direct lift and missile translation. Response is fast, but in this mode, dual control missiles may have difficulties in achieving large angles of attack and high level of lateral accelerations. When controls are deflected in opposite directions (opposite mode) the missile airframe rotates and the body angle of attack is increased to generate greater accelerations in steady-state, although the response time is larger. With the aero-model, a state dependent parametrization of the dual control missile short term dynamics can be obtained. Due to the cross-coupling effect, the open loop dynamics for the dual control missile is not linearly dependent of the fin positions. The short term missile dynamics are blended with the servo system to obtain an extended autopilot model, where the response is linear with the control fins turning rates, that will be the control variables. The flight control loop is optimized to achieve the maneuver required by the guidance law without exceeding any of the missile aerodynamic or mechanical limitations. The specific aero-limitations and relevant performance indicators for the dual control are set as part of the analysis. A second contribution of this Thesis is the development of a step-tracking multi-input autopilot that integrates non-linear aerodynamics. The designed dual control missile autopilot is a full three dimensional autopilot, where roll, pitch and yaw are integrated, calculating command inputs simultaneously. The autopilot control gains are state dependent, and calculated at each integration step solving a matrix Riccati equation of order 21x21. The resulting gains are sub-optimal as a full solution for the Hamilton-Jacobi-Bellman equation cannot be resolved in practical terms and some simplifications are taken. Acceleration mechanisms with an λ-shift is incorporated in the design. As part of the autopilot, a strategy is defined for proper allocation of control effort between canard and tail channels. This is achieved with an augmented feed forward controller that minimizes the total control effort of the missile to maneuver. The feedforward law also maintains the missile near trim conditions, obtaining a well manner response of the missile. The nonlinear controller proves to eliminate the non-minimum phase effect of the tail. Two guidance and control designs have been considered in this Thesis: the Two- Loop and the Integrated approaches. In the Two-Loop approach, the autopilot is placed in an inner loop and designed separately from an outer guidance loop. This structure assumes that spectral separation holds, meaning that the autopilot response times are much higher than the guidance command updates. The developed nonlinear autopilot is linked in the study to an optimal guidance law. Simulations are carried on launching close to collision course against supersonic and highly maneuver targets. Results demonstrate a large boost in performance provided by the dual control versus more traditional canard and tail missiles, where interception with the dual control close to collision course is achieved form 365deg all around the target. It is shown that for the dual control missile the optimal flight strategy results in using opposite control in its approach to target and quick corrections with divert just before impact. However the Two-Loop logic fails to achieve target interception when there are large deviations initially from collision course. One of the reasons is that part of the guidance command is not followed, because the missile is not able to control its axial acceleration without a throttleable engine. Also the separation hypothesis may not be applicable for a high dynamic vehicle like a dual control missile approaching a maneuvering target. If the guidance and autopilot are combined into a single loop, the guidance law will have information of the missile states and could calculate the most optimal approach to the target considering the actual capabilities and attitude of the missile. A third contribution of this Thesis is the resolution of the mentioned second design, the non-linear integrated guidance and autopilot (IGA) problem for the dual control missile. Previous approaches in the literature have posed the problem in body axes, resulting in high unstable behavior due to the low damping of the missile, and have also caused the missile to slide around the target and not actually hitting it. The IGA system is posed here in inertial axes and quaternion dynamics, eliminating these inconveniences. It is not restricted to the missile short term dynamic, and we have explicitly included the missile speed as a state variable. The IGA formulation is also independent of the target maneuver model that is explicitly included in the Two-loop optimal guidance law model. A typical problem of the integrated systems with a proportional control law is the problem of scales. The guidance errors are larger than missile state errors during most of the flight and result in high gains, control saturation and loss of control. It has been addressed here with an integrated feedforward controller that defines a local equilibrium state at each flight point and the controller acts as a regulator to minimize the IGA states excursions versus the defined feedforward state. The performance criteria for the IGA are the same as in the Two-Loop case. However the resulting optimization problem is mathematically very complex. The optimal problem in a finite-time horizon results in an irresoluble state dependent differential Riccati equation with terminal conditions. With a change of variable and the introduction of a transition matrix, the equation is transformed into a time differential Lyapunov equation that can be solved with known numerical methods in real time. This solution results range limited, and applicable when the missile is in a close neighborhood of the target. For larger ranges, an approximate solution is used, obtained from solution of an algebraic matrix Riccati equation at each integration step. The results obtained show, by mean of several comparative numerical tests in diverse homing scenarios, than the integrated approach is a better solution that the Two- Loop scheme. Trajectories obtained are very different in the two cases. The IGA fully preserves the guidance command and it is able to maximize the utilization of the missile propulsion system, achieving interception with lower miss distances and in lower flight times. The IGA can achieve interception against off-boresight targets where the Two- Loop was not able to success. As an additional advantage, the IGA also requires one order of magnitude less calculations than the Two-Loop solution. The effects of radar noises, discrete radar data and radome errors are investigated. IGA solution is robust, and less affected by radar than the Two-Loop, especially because the target maneuvers are not part of the IGA core optimization loop. Estimation of target acceleration is always imprecise and noisy and degrade the performance of the two-Loop solution. The IGA trajectories are such that minimize the impact of radome errors in the guidance loop. Finally, as a fourth contribution, it is demonstrated that the missile with IGA guidance is capable of performing a defense against attacks from its rear hemisphere, as a tail attack, only with aerodynamic control. The studied trajectories have a preprogrammed high rate turn maneuver, maintaining the missile within its controllable envelope. This solution does not recur to more complex features in service today, like vector control of the missile thrust or side thrusters. In all the mathematical treatments and demonstrations, the Kronecker product has been introduced as a practical tool to handle the state dependent parametrizations that have resulted in very high order matrix equations.