Securing implementations of feedback-shift-register-based ciphers using compiler optimizations and co-processors

Los algoritmos basados en registros de desplazamiento con realimentación (en inglés FSR) se han utilizado como generadores de flujos pseudoaleatorios en aplicaciones con recursos limitados como los sistemas de apertura sin llave. Se considera canal primario a aquel que se utiliza para realizar una transmisión de información. La aparición de los ataques de canal auxiliar (en inglés SCA), que explotan información filtrada inintencionadamente a través de canales laterales como el consumo, las emisiones electromagnéticas o el tiempo empleado, supone una grave amenaza para estas aplicaciones, dado que los dispositivos son accesibles por un atacante. El objetivo de esta tesis es proporcionar un conjunto de protecciones que se puedan aplicar de forma automática y que utilicen recursos ya disponibles, evitando un incremento sustancial en los costes y alargando la vida útil de aplicaciones que puedan estar desplegadas. Explotamos el paralelismo existente en algoritmos FSR, ya que sólo hay 1 bit de diferencia entre estados de rondas consecutivas. Realizamos aportaciones en tres niveles: a nivel de sistema, utilizando un coprocesador reconfigurable, a través del compilador y a nivel de bit, aprovechando los recursos disponibles en el procesador. Proponemos un marco de trabajo que nos permite evaluar implementaciones de un algoritmo incluyendo los efectos introducidos por el compilador considerando que el atacante es experto. En el campo de los ataques, hemos propuesto un nuevo ataque diferencial que se adapta mejor a las condiciones de las implementaciones software de FSR, en las que el consumo entre rondas es muy similar. SORU2 es un co-procesador vectorial reconfigurable propuesto para reducir el consumo energético en aplicaciones con paralelismo y basadas en el uso de bucles. Proponemos el uso de SORU2, además, para ejecutar algoritmos basados en FSR de forma segura. Al ser reconfigurable, no supone un sobrecoste en recursos, ya que no está dedicado en exclusiva al algoritmo de cifrado. Proponemos una configuración que ejecuta múltiples algoritmos de cifrado similares de forma simultánea, con distintas implementaciones y claves. A partir de una implementación sin protecciones, que demostramos que es completamente vulnerable ante SCA, obtenemos una implementación segura a los ataques que hemos realizado. A nivel de compilador, proponemos un mecanismo para evaluar los efectos de las secuencias de optimización del compilador sobre una implementación. El número de posibles secuencias de optimizaciones de compilador es extremadamente alto. El marco de trabajo propuesto incluye un algoritmo para la selección de las secuencias de optimización a considerar. Debido a que las optimizaciones del compilador transforman las implementaciones, se pueden generar automáticamente implementaciones diferentes combinamos para incrementar la seguridad ante SCA. Proponemos 2 mecanismos de aplicación de estas contramedidas, que aumentan la seguridad de la implementación original sin poder considerarse seguras. Finalmente hemos propuesto la ejecución paralela a nivel de bit del algoritmo en un procesador. Utilizamos la forma algebraica normal del algoritmo, que automáticamente se paraleliza. La implementación sobre el algoritmo evaluado mejora en rendimiento y evita que se filtre información por una ejecución dependiente de datos. Sin embargo, es más vulnerable ante ataques diferenciales que la implementación original. Proponemos una modificación del algoritmo para obtener una implementación segura, descartando parcialmente ejecuciones del algoritmo, de forma aleatoria. Esta implementación no introduce una sobrecarga en rendimiento comparada con las implementaciones originales. En definitiva, hemos propuesto varios mecanismos originales a distintos niveles para introducir aleatoridad en implementaciones de algoritmos FSR sin incrementar sustancialmente los recursos necesarios. ABSTRACT Feedback Shift Registers (FSR) have been traditionally used to implement pseudorandom sequence generators. These generators are used in Stream ciphers in systems with tight resource constraints, such as Remote Keyless Entry. When communicating electronic devices, the primary channel is the one used to transmit the information. Side-Channel Attack (SCA) use additional information leaking from the actual implementation, including power consumption, electromagnetic emissions or timing information. Side-Channel Attacks (SCA) are a serious threat to FSR-based applications, as an attacker usually has physical access to the devices. The main objective of this Ph.D. thesis is to provide a set of countermeasures that can be applied automatically using the available resources, avoiding a significant cost overhead and extending the useful life of deployed systems. If possible, we propose to take advantage of the inherent parallelism of FSR-based algorithms, as the state of a FSR differs from previous values only in 1-bit. We have contributed in three different levels: architecture (using a reconfigurable co-processor), using compiler optimizations, and at bit level, making the most of the resources available at the processor. We have developed a framework to evaluate implementations of an algorithm including the effects introduced by the compiler. We consider the presence of an expert attacker with great knowledge on the application and the device. Regarding SCA, we have presented a new differential SCA that performs better than traditional SCA on software FSR-based algorithms, where the leaked values are similar between rounds. SORU2 is a reconfigurable vector co-processor. It has been developed to reduce energy consumption in loop-based applications with parallelism. In addition, we propose its use for secure implementations of FSR-based algorithms. The cost overhead is discarded as the co-processor is not exclusively dedicated to the encryption algorithm. We present a co-processor configuration that executes multiple simultaneous encryptions, using different implementations and keys. From a basic implementation, which is proved to be vulnerable to SCA, we obtain an implementation where the SCA applied were unsuccessful. At compiler level, we use the framework to evaluate the effect of sequences of compiler optimization passes on a software implementation. There are many optimization passes available. The optimization sequences are combinations of the available passes. The amount of sequences is extremely high. The framework includes an algorithm for the selection of interesting sequences that require detailed evaluation. As existing compiler optimizations transform the software implementation, using different optimization sequences we can automatically generate different implementations. We propose to randomly switch between the generated implementations to increase the resistance against SCA.We propose two countermeasures. The results show that, although they increase the resistance against SCA, the resulting implementations are not secure. At bit level, we propose to exploit bit level parallelism of FSR-based implementations using pseudo bitslice implementation in a wireless node processor. The bitslice implementation is automatically obtained from the Algebraic Normal Form of the algorithm. The results show a performance improvement, avoiding timing information leakage, but increasing the vulnerability against differential SCA.We provide a secure version of the algorithm by randomly discarding part of the data obtained. The overhead in performance is negligible when compared to the original implementations. To summarize, we have proposed a set of original countermeasures at different levels that introduce randomness in FSR-based algorithms avoiding a heavy overhead on the resources required.

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.

Trimming Surface Sugars Protects Histoplasma from Immune Attack

ACKNOWLEDGMENTS G.D.B. thanks the Wellcome Trust and MRC (United Kingdom) for funding.

Molecular recognition of pathogen attack occurs inside of plant cells in plant disease resistance specified by the Arabidopsis genes RPS2 and RPM1

The Arabidopsis thaliana disease resistance genes RPS2 and RPM1 belong to a class of plant disease resistance genes that encode proteins that contain an N-terminal tripartite nucleotide binding site (NBS) and a C- terminal tandem array of leucine-rich repeats. RPS2 and RPM1 confer resistance to strains of the bacterial phytopathogen Pseudomonas syringae carrying the avirulence genes avrRpt2 and avrB, respectively. In these gene-for-gene relationships, it has been proposed that pathogen avirulence genes generate specific ligands that are recognized by cognate receptors encoded by the corresponding plant resistance genes. To test this hypothesis, it is crucial to know the site of the potential molecular recognition. Mutational analysis of RPS2 protein and in vitro translation/translocation studies indicated that RPS2 protein is localized in the plant cytoplasm. To determine whether avirulence gene products themselves are the ligands for resistance proteins, we expressed the avrRpt2 and avrB genes directly in plant cells using a novel quantitative transient expression assay, and found that expression of avrRpt2 and avrB elicited a resistance response in plants carrying the corresponding resistance genes. This observation indicates that no bacterial factors other than the avirulence gene products are required for the specific resistance response as long as the avirulence gene products are correctly localized. We propose that molecular recognition of P. syringae in RPS2- and RPM1-specified resistance occurs inside of plant cells.

Algebraic derivative estimation applied to nonlinear control of magnetic levitation.

The subject of this thesis is the real-time implementation of algebraic derivative estimators as observers in nonlinear control of magnetic levitation systems. These estimators are based on operational calculus and implemented as FIR filters, resulting on a feasible real-time implementation. The algebraic method provide a fast, non-asymptotic state estimation. For the magnetic levitation systems, the algebraic estimators may replace the standard asymptotic observers assuring very good performance and robustness. To validate the estimators as observers in closed-loop control, several nonlinear controllers are proposed and implemented in a experimental magnetic levitation prototype. The results show an excellent performance of the proposed control laws together with the algebraic estimators.

Slaying the Hydra: Al Qaeda's Evolution and America's Plan of Attack

In response to 9/11, the U.S. launched airstrikes in Afghanistan against al Qaeda to diminish its ability to conduct future attacks. Next, the U.S. turned its attention to Iraq. A series of problems and missteps there subsequently created an opportunity for al Qaeda to evolve, aligning itself with active insurgencies and other terrorist groups around the world. This paper identifies the largely preemptive strategies employed by the U.S. and analyzes how those efforts positively and negatively impacted the War on Terror. While some significant gains were made, the results show that al Qaeda remains a threat to the international community and demands more effective U.S. and international counter-radicalization strategies, including diplomacy and aid, to curb its global appeal.

Description of near attack, [1819 August]

One leaf containing a description by Croswell of nearly being run over by a carriage. The document is undated, but the date can be inferred from other diary entries in the collection.

Blood markers and recurrence of stroke in patients with transient ischemic attack

Trabalho Final do Curso de Mestrado Integrado em Medicina, Faculdade de Medicina, Universidade de Lisboa, 2014