Budowa satelity, część serwisowa i ł ęści serwisowej · 2009. 3. 11. · Four different LCL classes are available with Trip-Off Points of 1 A, 2 A, 4.5 A and 7 A. The maximum

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 3, strona 1

Wykład 3: satelita, jego budowa, dostępne zasoby i interfejsy pokładowe•Budowa satelity, część serwisowa i ładunek, podstawowe podsystemy części serwisowej•Struktura mechaniczna, interfejsy mechaniczne,•Interfejsy optyczne,•Problemy termiczne, interfejsy termiczne,•Satelita jako fragment aparatury,•Anteny,•Zasilania satelity i aparatury pomiarowej,•AOCS, określanie i utrzymanie pozycji na orbicie•Sterowanie satelitą i aparaturą pomiarową, komendy pokładowe,•Telemetria pokładowa, zbieranie danych, ich przechowywanie i transmisja na Ziemię,•Zagadnienia EMC,

Naczelna zasada współpracy przyrządów z satelitą (wykorzystania jego zasobów): satelita ma pełnić rolę służebną w stosunku do aparatury

pomiarowej (po to został zbudowany i wystrzelony), alejest on elementem wspólnym dla wszystkich urządzeń i

jakiekolwiek wykorzystanie jego zasobów w sposób grożący awarią innych bloków lub samego satelity powinno zostać

wyeliminowane.


Satelita jako fragment aparatury

Integral – przykład satelity o prawie

całkowicie rozdzielonych części serwisowej i części

aparaturowej


Surrey Space Centre, VLSI Design and Embedded Systems Group

LANDSAT7 satellite weighs 1973 kg, is 4.04 m long, and 2.74 m in diameter.


The BRITE satellite (University of Toronto, Institute for Aerospace Studies, Space Flight Lab.) is a 20cm cube with a nominal mass of 6kg.


SIMBOL-X - przykład formacji satelitarnej składającej się z dwóch obiektówoddalonych od siebie o około 20m , projekt CNES

Z opracowania CNES


Znaczna większość przykładów różnych rozwiązań konstrukcyjnych satelity pochodzi z opracowania EADS Astrium dla satelity Sentinel-2

Mission Concept:• Global coverage with single satellite, 10 days revisit• Operational mission shall be based on two simultaneously operating satellites, providing 5 days global revisit time• Flexible operational concept allowing real time, near real time and emergency data acquisitions• Nominal and extended viewing modes to ensure fast global accessibility• 4 ground stations baseline scenario• Sun synchronous orbit, 786 km altitude, 14 + 3/10 rev/day, 10:30 Local Time Descending Node• Mission lifetime 15 years, Design-Lifetime of 7,25 years (in-orbit lifetime), additional 5 years for consumables,

first satellite in 2012Payload:• Multi Spectral Instrument (MSI)• 290 km swath• 13 spectral bands VNIR&SWIR,• spatial resolution 10, 20 and 60 mLauncher:• VEGA nominal launcher• Rockot as backup


EADS Astrium: satelita Sentinel-2


Satelita jako fragment aparatury – Mars Express i wzajemnie przenikające sięfragmenty Service Module i Payload

+X,Cold Space

+Z, Nadir

+Y

PFS “O”

PFS “S”

S/C Lateral(-Y) Wall

S/C Upper(+Z) Floor

S/CSecondaryStructure

PFSRadiator

S/C ShearWall (X)

S/C ShearWall (Y)

S/C (+X)ClosurePanel


Satelita jako fragment aparatury

Beagle 2 – przykład satelity (lądownika) o całkowicie połączonych ze sobą systemach serwisowych i

aparaturowych


Mounted on the PAW (Position Adjustable Workbench) are:

1. A Stereo Pair of Cameras to image the landing site and identify nearby rocks- provided by a consortium led by Mullard Space Science Laboratory, University College London.

2. A Microscope to examine the microscopic structure of the rocks and soil - provided by the Max Planck Institute for Aeronomy Lindau in Germany.

3. A Gamma-ray Mossbauer Spectrometer to measure the oxidisation state of iron minerals in the soil and rocks - provided by the University of Mainz in Germany.

4. An X-ray Spectrometer to measure the elemental composition of the rocks and soil - provided by the Leicester team led by Professor George Fraser.

5. A Rock Corer/Grinder provided by Hong Kong Polytechnic Hong Kong, China with technical assistance from Leicester.

6. A Mole, a self burying drill and soil collection device - built by a consortium led by DLR (German Aerospace Research Establishment) Koln.

Satelita jako fragment aparaturyBeagle 2, c.d. - (Position Adjustable Workbench)


Satelita (service module) i aparatura pomiarowa, ładunek (payload).

Aparatura pomiarowa jest ładunkiem - “pojęcie mass budget”.

Interfejsy mechaniczne

•wymagania dotyczące mechaniki - kto je narzuca, wykorzystanie obiektów już gotowych, projektowanie satelity pod konkretny eksperyment,•kapsuła satelity oraz pojęcie koperty “envelope” dla przyrządu,•miejsca mocowania przyrządów,•przenikanie się różnych przyrządów, wzajemne zachodzenie na siebie ruchomych mechanizmów,•MICD (Mechanical Interface Control Drawing),•współrzędne i punkty referencyjne, jednostki,•specyfikacja połączeń - materiały, płaskość, gładkość, momenty dokręcania śrub,•masa, środek ciężkości, momenty bezwładności,•problem MGSE - projektowanie aparatury z myślą o jej testach przed startem, a nie tylko o pracy na orbicie,•wymagania dotyczące obciążeń na jakie narażone sąmechanizmy i obudowy,



EADS Astrium: satelita Sentinel-2, umieszczenie satelity na różnych rakietach, pojęcie „envelope”


EADS Astrium; satelita Sentinel-2:

•struktura mechaniczna,

•„propulsion system”,

•interfejs mechaniczny MSI


Sentinel-1 (Thales/Alenia) propulsion system:

• Chemical monopropellant (hydrazine) blow-down system with 14 RCTs arranged into twofunctionally redundant branches.

• Helium gas for a 22bar BOL MEOP pressure level• Leak-fault protection with three barriers (LV and double-seats RCT).

Functions & Performance:• Orbital insertion correction• Orbital drag compensation• EOL disposal maneuvers• Mass: < 18kgMajor Items data:• RCT: 1N, > 60,000 pulses, Mib_av: 0.029Ns• Tank: PMD type,180 litres


EADS Astrium; satelita Sentinel-2: Altitude and Orbit Control System


Podsystemy AOCS, koła zamachowe:

z prawej firmy SunSpace

u dołu firmy SSTL (Surrey Satellite Technology Ltd.)


Podsystemy AOCS, czujniki położenia (Sun Sensor, Star Tracker, Earth Horizon Sensor)

z lewej u góry czujnik położenia Słońca firmy EADS SODERN,

z lewej u dołu czujniki horyzontu Ziemi firmy Goodrich,

z prawej czujniki położenia gwiazd firmy EADS SODERN

w centrum czujnik położenia Słońca firmy Optical Energy Technologies, Inc.


Mechanizmy pokładowe: część serwisowa (rozkładanie paneli słonecznych, rozkładanie anten, koła reakcyjne), ładunek (całe spektrum różnych mechanizmów).

Wszelkie mechanizmy powinny być projektowane tak, aby przy pracy w najmniej korzystnych warunkach i największych obciążeniach ich czas pracy był co najmniej dwukrotnie dłuższy od zakładanego czasu eksploatacji aparatury. Przyjmuje się kilkukrotne współczynniki bezpieczeństwa, i tak, na przykład w założeniach dla misji Integral ESA wyznaczyła współczynniki bezpieczeństwa dlasprężyn od 1.2 do 2, dla elementów trących 3, dla ruchomychkabli 3. W misji Mars Express silniki użyte w spektrometrzefourierowskim miały współczynnik bezpieczeństwa około 8.

Minimalna częstotliwość rezonansowa aparatury - 50 a 120 Hz.

Tłumiki - należy zwrócić uwagę, abypoprzez zastosowanie tłumika niepogorszyć charakterystyki przyrząduw zakresie niższych częstotliwości


Wszystkie elementy używane tylko w czasie operacji na ziemi (uchwyty, pokrywki, zabezpieczenia...) powinny być jednoznacznie zidentyfikowane i dodatkowo oznaczone czerwonym kolorem.

Złącza:

•jednoznaczny opis,

•utrudniona możliwość pomyłkowego włączenia innego kabla

•łatwy dostęp do nich w czasie integracji satelity


Interfejsy optyczne - przykład spektrometru fourierowskiego

Interfejsy optyczne, założenia•Pole widzenia (blendy, przenikanie się pól widzenia), •Wymagania dotyczące precyzyjnego justowania przyrządów na pokładzie (crosses, reference cubes, reference mirrors),

36S/C Upper Floor

S/C Shear Wall

+Z

350250

100

250

280 from Optical Axis to S/C External Surface PFS

“O”

PFS “S”

19000

PFS “S”Fxation Plane

40 from PFS “O”Optical Entrance

Nadir

PFS Radiator

PFS Connector AreaPFS Optical

Beam

S/C Secondary Structure

X “o”

Z “o”

S/CUpper Floor

S/C Shear

Wall

+Z

+X

PFS “O”

PFS “S”

Nadir

PFS Radiator

PFS Optical Beam Extreme Positions

90°

30°

PFS Thermal Connection

S/C Secondary Structures

Z “o”

Y “o”

Cold Space

S/C Shear Wall

+Y

+X

4300

2850

145

330

PFS “S”

PFS “O”

S/C Shear Wall

PFS Optical Beam Cold Space



X “o”

Y “o”


Bilans cieplny satelity i wynikające z niego warunki pracy aparatury.

Pokrycia (coatings and finishes):•Materiały zgodne z normami ESA lub innych agencji kosmicznych,•„As a general rule, no surface treatment is necessary for stainless steel, beryllium, fibreglass or carbon fibre, except for needs of thermal control (if applied to external surfaces). Any other material shall be surface treated”.•Typowe wartości emisyjności różnych pokryć:

•malowanie na czarno - 0.95,•bardzo dobra anodyzacja - 0.8,•chromianowanie (alodine) - 0.2 do 0.5•złoto - 0.1•MLI (Multi Layer Isolation) - 0.15 do 0.5

Kontakt cieplny pomiędzy przyrządem a satelitą:

•pokrycie MLI razem z satelitą,

•specjalne przewodniki ciepła „thermal pipes”,

•punkty lub płaszczyzny mocowania:The HIFI warm electronic units will, on the spacecraft, be mounted on a panel consisting of an honeycomb covered with 300 micron aluminium facesheets. The boxes are mounted on oneside while the other side acts as a radiator. The heat generated in the boxes will be removed by conduction through the panel to the radiator side. The efficient removal of the heat requires full baseplate as the contact area. The spacecraft manufacturer will mount the boxes with a thermal filler.


EADS Astrium; satelita Sentinel-2:

kontrola temperatury



Anteny pomiarowe,


Satelita – podsystemy elektryczne: Sentinel1


Satelita – podsystemy elektryczne: Sentinel2


Satelita – zasilanie pokładowe: Sentinel2


Eclipse - problemy z zasilaniem z baterii słonecznych

„Instrument units receive electrical power through the payload module (PLM) Power Distribution Unit (PDU). The instruments shall be designed to operate with nominal performance within the following steady state voltage limits:

• Power Bus 26 V 28.5 V• In addition, all the users of these power lines

shall safely survive any standing or fluctuating voltage in the full range 0 V to maximum voltages”

• The PDU has two types of outlets:& Latching Current Limiters (LCL), and & Transistor Switches (TS) providing further fan-out of an LCL outlet. Four different LCL classes are available with Trip-Off Points of 1 A, 2 A, 4.5 A and 7 A. The maximum current through a Transistor Switch (TS) is 2 A. Groups of six Transistor Switches are preceded by an LCL with 4.5 A Trip-Off Point.


Problemy wtórnej dystrybucji zasilania:• wewnętrzne przetwornice w

instrumentach,• zabezpieczenia przed propagacją awarii w

instrumencie na stronę pokładu• synchronizacja przetwornic,• filtry na liniach zasilania pierwotnego,• separacja galvaniczna strony pierwotnej

od wtórnej,• „distributed single grounding point”.

Converter

Primary

Section

VRCL

VRCL

VRCL

ICU

electronics

+8V

RTN4

+18V

-18V

RTN3

+5V

RTN2

+15V

-15V

RTN1

Digitallogic

Analogue

circuits

B

Analogue

circuits

A

VRCL

Groundedin

FPU

FCUICU

28V


Integral Mission:the power allocation to each unit is to be specified in the EID B based on the following power

definitions:

Average Power DemandThe average power is defined for an equipment as the maximum average power drawn from its dedicated power lines in the worst case voltage conditions. The maximum average is defined as the average during a period of 5 minutes shifted to any point in time.Long Peak PowerLong peak power demand is defined for an experiment as the maximum peak drawn from its power lines, in the worst case voltage conditions. The maximum peak is defined as the integral mean during a period of 100 ms shifted to any point in time. To be defined as a long peak, the power demand shall last lessthan 5 minutes per orbit (cumulatedduration of individual peaks if anyand more than 100 ms.Short Peak PowerShort peak power demand is defined for an experiment as the maximumpeak drawn from its dedicated power lines, in the worst case voltage conditions.The maximum peak is defined as theintegral mean during a period of 1 msshifted to any point in time. To be definedas a short peak, the power demand shall lastless than 100 ms.


Oszczędzanie energii (w odniesieniu do przyrządu pomiarowego):•„Hibernation” prawie wszystkie podsystemy satelity wyłączone, działają tylko

układy odliczające czas i pilnujące kolejnego „obudzenia”aparatury

•„OFF Mode” satelita (service module) włączony, przyrządy wyłączone, ich temperatura utrzymywana w zakresie „non-operating”

•„Stand-By Mode” aparatura częściowo włączona, czeka na komendy, działają interfejsy pokładowe (ewentualnie komputery) umożliwiające przyjęcie komend, częśćaparatury utrzymywana w nominalnej temperaturze pracy

•„Diagnostic Mode” możliwa pełna komunikacja z aparaturą i częściowe (kolejne) włączenia bloków pomiarowych w celach diagnostycznych i kalibracyjnych

•„Eclipse” baterie słoneczne w cieniu, konieczność oszczędzania energii, całe przyrządy lub ich fragmenty wyłączane

•„Reduced Power Operational Mode” przyrządy włączone, wykonują funkcje pomiarowe, niemniej tylko niektóre (charakteryzujace się niskim poborem mocy) tryby pomiarowe mogą byćuruchomione

•„Nominal Operational Mode” normalny tryb pracy satelity, prawie wszystkie procedury pomiarowe mogąbyć uruchomione, większość (nawet wszystkie) przyrządy działają

•„High Power Operational Mode” tryb pracy stosowany w wypadkach gdy moc szczytowa pobierana przez wybrane przyrządy jest bardzo dużą, aby uruchomić ten tryb należy wcześniej wyłączyć część przyrządów

•„Radiation Belts” częściowe wyłączanie najczulszych fragmentów aparatury w związku z wejściem w obszar znacznie zwiększonego promieniowania


• Items which require pyrotechnic release shall incorporate Electro-Explosive Devices (EED's) as integral part of the item.

• All EED's shall be initiated via the spacecraft dedicated pyrotechnic circuitry.• Only qualified initiators will be accepted for use, subject to Prime/ESA approval.• Only one firing command to a single filament will be provided at a time.• Redundancy shall be provided for each function by duplication up to at least the initiators.

Elementy piroteczniczne


Elementy piroteczniczne - niektóre zastosowania w programie Ariane


Komunikacja z aparaturą pomiarową:

Komendy,Telemetria.

ISOC - International Science Operational Centre

ISDC - International Science Data CentreMOC - Mission Operational Centre,SVM - SerVice Modul,PLM - PayLoad Module,Payload - Instruments


Sterowanie aparaturą pomiarową, komendy pokładowe, telemetria

Pamięć pokładowa - w CDMU jest z reguły ograniczona do kilkuset MB. Jeśli zachodzi koniecznośćgromadzenia większej ilości danych to pamięć jest dołączana do magistrali OBDH jako dodatkowe urządzenie.


On Board Data Handling System.

The OBDH interfaces with the telecommunications system through the Control and Data Management Unit (CDMU) which represents the core of the OBDH.

The interface with other S/C subsystems and the payload is via the OBDH bus and through the interfacing Remote Terminal Unit (RTU) and Data Processing Electronics (DPE).

The CDMU receives and processes telecommand (TC) packets for further onboard dissemination, including the instruments. The CDMU also interrogates the DPE’s for TM packets, formats packets for housekeeping parameters from the RTU’s and assembles the telemetry (TM) packets into transfer frames for downlink transmission. For this purpose, the data acquisition scheme is controlled by the 'Polling Sequence Table' of the CDMU.The DPE units are microprocessor based terminals which provide data processing capability and interface the instruments with the OBDH bus. The instrument DPE’s shall assemble science data and instrument housekeeping in source packets to be presented in packet buffers.

The PLM RTU acquires critical instrument housekeeping parameters which have to be monitored also when the DPE’s are switched off. The RTU supports the following hardware interfaces with instrument units:- Bi-Level Digital Telemetries,- Relay Status Telemetries,- Analogue Telemetries,- Thermistor Telemetries,- PT-500 Resistance Thermometer Telemetry, and- On/Off Commands.


Remote Terminal Unit (Integral):

od przyrządu do RTU

od RTU do przyrządu


DPE - komendy i telemetria używana do celów naukowych

Głównie interfejsy szeregowe o różnej szybkości transmisji i różnej długości słowa. Transmisja synchroniczna lub asynchroniczna w zależności od projektu. Szybkości przesyłu komend lub danych od kilku kb/sek do dziesiątków Mb/sek. Transmisja blokowa z nagłówkami, zawsze uzupełniana o typ bloku, jego długość, adres abonenta, bity kontrolne, często w odpowiedzi powtarza się część nagłówka. Pojedyncze słowa przesyłane z kontrolą (np. parzystości). Przy bardzo szybkich transmisjach protokół i wymiana dodatkowych informacji bywa maksymalnie ograniczana. Po zapytaniu o dane przyrządy mają swój czas odpowiedzi, potem automatycznie adresowany jest następny instrument.

IEE 1355 Std., MIL-Bus 1553, LAN, CAN, Space Wire


Prawy rysunek pokazuje typowe rozwiązanie stosowane przy wolnej komunikacji z instrumentami (Low Speed Link). Interfejs zawiera linię komend, zegar i zapytanie o gotowość(RTS) pochodzące od DPE oraz linię danych pochodzącą od instrumentu. Lewy rysunek pokazuje rozwiązanie szybkiego interfejsu przesyłania danych od instrumentu - po wysłaniu zapytania instrument synchronicznie z zegarem (około 10MHz) odpowiada wysyłając dane na linię DTH. W obu przypadkach generalnie stosowane są układy scalone firmy Harris typu 26C31 i 26C32 (zrównoważone nadajniki i odbiorniki). Transmisja odbywa się praktycznie bez udziału linii masy.


CHKCLK

Sta

rtM

ode

SSA

0

SSA

3D

0

D25

T

CHKCMD Sta

rt

1T min

CHKCLK

Star

tM

ode

SSA0

SSA3 A0 A9

Sta

rtM

ode

SSA0

SSA3 A0 D15

Star

t

T

4T max1T min

CHKCMD

CHKDAT A9 D0

625T max

SCICLK

D0

SCIGAT

SCIDAT D23

Star

t

1T min

T

note: D0 = msb D23 = lsb

Komendy i dane w misji Herschel:

Komendy od ICU, zegar 312.5kHz, słowo 16 bitowe,

Dane naukowe ze spektrometrów, zegar 2.5MHz, słowo 24 bitowe,

Dane serwisowe, zegar 312.5kHz, zapytanie 16 bitów, odpowiedź 32 bity, w tym pierwsze 16 bitów jest powtórzeniem zapytania.


MIL-Bus 1553In 1968 the Society of Automotive Engineers SAE), a technical body of military and industrial members, established a subcommittee to define a serial data bus to meet the needs of the military avionics community. The first draft of the document in was developed in 1970. Three years of military and government reviews and changes led to the release of MIL-STD-1553 (USAF) in August of 1973. The primary user of the initial standard was the F-16.


Sterowanie aparaturą pomiarową, komendy pokładowe, telemetria

Nowe rozwiązania komputerów pokładowych – LEON3-FT-RTAX firmy Gaisler Research - zrealizowana w technologii FPGA, prawie kompletna (brak pamięci programu i pamięci danych) jednostka przeznaczona dla małych satelitów. Opracowanie opiera się na technologii „Anti-Fuse” firmy Actel oraz na architekturze „Fault Tolerant” (potrójnej redundancji) zapewniających razem najwyższą w chwili obecnej odporność na promieniowanie kosmiczne. Dla zapewnienia podobnej odporności radiacyjnej zewnętrznych pamięci przewidziano, wbudowane w pokazaną strukturę, mechanizmy sterujące oparte o technologię EDAC (Error Detection and Correction). Realizacja wykorzystuje pojedynczą strukturę RTAX2000 firmy Actel w obudowie CQ352, ma moc obliczeniową 25MIPS i 5MFLOPS, pobiera 500mW i jest zasilana z 1.5 i 3.3V. Jeden układ FPGA kosztuje około 17kEUR.


SPACE WIRE – nowy standard ESA szeroko obecnie wprowadzany na pokład satelitów, realizowany poprzez wyspecjalizowane układy lub jako kod

(np. VHDL) implementowany do FPGA


http://www.ecss.nl/

SPACE WIRE – nowy standard ESA




















Zagadnienia EMC (Electromagnetic Compatibility)

Zespół wymagań związanych z odpornością instrumentu na zakłócenia elektromagnetyczne produkowane przez satelitę lub inne instrumenty (w polu dookoła instrumentu, w jego kablach i na jego obudowie), jak również przez zjawiska fizyczne wokół satelity.Zespół wymagań dotyczących instrumentu określający poziom zakłóceń elektromagnetycznych produkowanych przez instrument.

Określa się przede wszystkim poziom zakłóceń prądowych generowanych przez instrument w jego kablach (conducted emmision) oraz w polu dookoła instrumentu (radiated emmision).

Definiuje się poziom zakłóceń generowanych przez otoczenie, przy jakim przyrząd powinien pracować lub (jako minimum) nie ulec zniszczeniu. Zakłócenia definiowane są jako wartości przepięć i zaników napięcia zasilania, wartości prądów i napięć indukowanych w liniach sygnałowych (conducted susceptibility) , parametrów pola elektromagnetycznego wokółinstrumentu (radiated susceptibility) oraz odporności instrumentu na wyładowania elektrostatyczne (radiated discharges).

Definiuje się system połączeń wewnętrznych pomiędzy blokami przyrządu i pomiędzy przyrządami oraz satelitą, sposoby ekranowania kabli i instrumentów, sposoby prowadzenia linii mas.


Power lines (conducted emmision)Differential Narrow Band emissions, 30 Hz ... 50 MHz: see figureCommon mode emissions, 30 Hz ... 50 MHz: 100 µA (rms)Signal lines (conducted emmision)Differential Narrow Band emissions, 30 Hz ... 50 MHz: 20 mVppPower lines (conducted susceptibility)Differential sinusoidal signal, 30 Hz ... 50 MHz: 1 VrmsThe unit shall not exhibit any failures, malfunctions or unintended responses when transient voltages with the following characteristics are superimposed on the primary power bus inputs:1. transient voltage ±28 Vp2. duration 10 microsec3. repetition frequency 1 Hz - 10 Hz4. rise time 1 microsecThe injection shall be parallel between positive and negative lines, injecting both positive and negative going pulses (one at a time).Signal lines (conducted susceptibility)Differential sinusoidal signal, 30 Hz ... 50 MHz: 40 mVppE-field (radiated susceptibility)Unit shall operate with nominal performance when exposed to an electric field of:4 V/m rms in the frequency range from 14 KHz - 1 GHz20 V/m rms from 1 to 20 GHz.The sweep shall be less than one octave per minute and the signal shall be amplitude modulated to 30% by a 1 KHz squarewave.H-field (radiated susceptibility)Sinusoidal magnetic field, 30 Hz ... 50 KHz: 130 dBpT (r.m.s)Static magnetic field: 160 dBpT

Each instrument unit shall operate with nominal performance under Electrostatic Discharges (ESD) with the following characteristics:Current injected in the structure of the equipment): Imax 25A, Rise time < 5ns (10-90%), Duration 30nsec. (at half amplitude), Repetition rate 10HzRadiated ESD: Spark gap discharge at 30cm of the unit and harness, Energy 15mJoules, Voltage 10kV, Repetition rate 10Hz

Documents

Budowa satelity, część serwisowa i ł ęści serwisowej · 2009. 3. 11. · Four different LCL classes are available with Trip-Off Points of 1 A, 2 A, 4.5 A and 7 A. The maximum