MASCOT (kompendium)

[Scorus]

Kamera CAM znajduje się na ramie centralnej lądownika MASCOT, od strony ściany nr 1 (przy lewym górnym rogu). Stanowi pojedynczą jednostkę umieszczoną w dwuczęściowej obudowie, złożonej  z połowy przedniej (Camera Housing Front - CHF) i tylnej (Camera Housing Back - CHB). Powierzchnia obudowy jest anodyzowana złotem. W skład urządzenia wchodzi układ optyczny, system detektora, system oświetlający, oraz zestaw elektroniki kontrolnej. Obudowa CHF obejmuje optykę, system oświetlający i detektor. W jej dolnej części znajduje się również płytka odcinająca światło rozproszone na powierzchni gruntu przy samym lądowniku. Obudowa CHB zawiera elektronikę kontrolera kamery. Jest przymocowana do ramy za pomocą czterech montaży izostatycznych. Termicznie izolują one kamerę od struktury lądownika. Oś optyczna kamery jest zorientowana pod kątem 0°  (+/- 180°) w azymucie i -22° (+/- 0.5°) w pionie. Instrument ma wymiary 77 x 96 x 114 mm (bez diod i przegrody optyki) i masę 0.403 kg. Pobór mocy wynosi 1.5 W w czasie obrazowania monochromatycznego oraz 6.5 W w czasie obrazowania multispektralnego z użyciem diod w nocy. Urządzenie może pracować w zakresie temperatur  55 - 85°C. Ponadto może pozostać funkcjonalne przy temperaturach 80 - 120°C. W czasie prac nad urządzeniem zastosowano rozwiązania użyte w kamerach ROLIS (Rosetta Lander Imaging System) lądownika Philae, PanCam (Panormiac Camera) zaprojektowanej dla łazika Pasteur oraz kamery użytej w eksperymencie ROKVISS (Robotic Components Verification) na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej.

[Scorus]

 Soczewkowy układ optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Jest ona zasłonięta przez odsuwaną pokrywę przeciwpyłową. Optyka ma postać podwójnego obiektywu gausswskiego. Jej konfiguracja opiera się na zasadzie Scheimpfluga, dzięki czemu ostre obrazy mogą być uzyskiwane od odległości 150 mm do nieskończoności.  Kąt Scheimpfluga wynosi 7.395°. Długość ogniskowej jest stała, wynosi 14.8 mm. Stosunek ogniskowej wynosi f/16. Pole widzenia ma średnicę 72.5°, a po rzutowaniu na detektor - wymiary 54.8° x 54.8°. PSF wynikające z dyfrakcji jest mniejsze od 30 μm. Jest głównym czynnikiem ograniczającym rozdzielczość kamery. Ponieważ kamera jest nachylona pod kątem 22° w stosunku do podstawy lądownika pole widzenia obejmuje obiekty znajdujące się zarówno w pobliżu lądownika jak i horyzont (gdy lądownik znajduje się płaskiej powierzchni). Pokrywa się ono z polem widzenia radiometru MARA.

Optyka skupia światło na detektorze w postaci układu CMOS OnSemi-Star1000 mieszczącego się na dedykowanej płycie elektroniki. Ma on wymiary 1024 x 1024 piksele. Pojedynczy kwadratowy piksel ma szerokość 15 mikronów. Rozdzielczość przestrzenna z odległości 15 cm wynosi 0.15 mm. Detektor pracuje w zakresie spektralnym 400 - 1000 nm. Efektywność kwantowa znajduje się na poziomie 30% (w zakresie spektralnym 450 - 750 nm). Średni poziom prądu ciemnego przy temperaturze 22 +/- 3°C wynosi 1173.9 e-/s. Całkowite wypełnienie wynosi 135 Ke-. Minimalny czas ekspozycji wynosi 0.2 ms.

[Scorus]

 System oświetlenia używany do obrazowana multsipektralnego w nocy składa się z 144 diod LED (Light Emitting Diode - LED) tworzących powierzchnię w układzie 4x36 znajdującą się pod przegrodą systemu optycznego. Diody emitują światło w czterech różnych zakresach spektralnych scentrowanych na 470 nm (światło niebieskie), 530 nm (światło zielone), 640 nm (światło czerwone) i 805 nm (bliska podczerwień).

System elektroniczny kamery obejmuje elektronikę sensora mieszczącą się na pojedynczej płycie elektroniki oraz kontroler mieszczący się na dwóch płytach. Ucyfrawia on sygnały z detektora do 14 bitów na piksel, tymczasowo zapisuje dane w wewnętrznej pamięci RAM, kontroluje stan urządzenia oraz komunikuje się z systemem informatycznym lądownika za pomocą szybkiego interfejsu SpaceWire. Obróbka i kompresja obrazów przed ich transmisja są dokonywane przez system komputerwoy lądownika. Rozmiar pojedynczego zdjęcia wynosi 14.7 megabitów, co znacznie ogranicza ilość obrazów które mogą być przesłane do sondy macierzystej w trakcie misji.

W czasie lotu międzyplanetarnego kamera może obserwować cel kalibracyjny instrumentu MARA umieszczony na interfejsie MESS na sondzie Hayabusa 2.

Instrument CAM został opracowany przez Instytut Badań Planetranych DLR (Institute of Planetary Research) z Berlina przy współpracy z firmami Airbus DS Germany i Astrium Germany.

[Scorus]

MARA
Radiometr lądownika MASCOT pozwala na rejestrowanie emisji podczerwieni cieplnej z powierzchni w celu określenia jej temperatury, emisyjności cieplnej, inercji cieplnej i składu mineralnego. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: scharakteryzowanie środowiska cieplnego na powierzchni; określenie właściwości termofizycznych regolitu; oszacowanie składu mineralnego powierzchni; oraz dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek. Informacje na temat inercji cieplnej i emisyjności powierzchni będą przydatne do badań geologii powierzchni oraz ewolucji planetoidy. Stosunki pomiędzy intensywnością emisji w poszczególnych zakresach spektralnych porównane z pomiarami laboratoryjnymi powolną na oszacowanie składu mineralnego regolitu, uzupełniając wyniki otrzymane za pomocą innych instrumentów lądownika i sondy macierzystej.

 Instrument MARA składa się z głowicy umieszczonej na klinie przymocowanym do ramy centralnej lądownika MASCOT oraz z zestawu elektroniki znajdująćego w jednostce E-Box lądownika. Całkowita masa systemu wynosi 240 g. Całkowity pobór mocy wynosi 1.7 W (0.7 W dla systemów elektrycznych i 1 - 2 W dla ogrzewania głowicy w zależności od temperatury otoczenia). Pole widzenia urządzenia znajduje się w obrębie pola widzenia kamery CAM, dostarczającej kontekstu dla powierzchni badanej radiometrycznie. Ma ono szerokość +/- 15 stopni. Obejmuje fragment powierzchni o średnicy 30 cm znajdujący się przed lądownikiem. W czasie prac nad urządzeniem zastosowano rozwiązana użyte w sensorze TM (Thermal Mapper) systemu MUPUS (Multipurpose Sensors for Surface and Subsurface Science) lądownika Philae.

Głowica instrumentu ma masę 90 g. Składa się z 6 sensorów termoeleketrcznych IPHT TS-72-M umieszczonych w przegrodzie  podzielonej na 6 komórek i zasłoniętej pokrywą górną przykręconą w centrum przegrody. Są one umieszczone na prostokątnej aluminiowej płycie podstawowej przymocowanej do klina w czterech punktach. Jest ona pokryta złotem, co  pozwoliło na osiągnięcie niskiej emisyjności cieplnej. Zmniejsza to moc wymaganą do ogrzewania głowicy w celu zachowania jej stałej temperatury. Stabilność termiczna umożliwia uzyskanie dobrego stosunku sygnału do szumu. Z tyłu płyty podstawowej znajduje się tablica połączeń elektrycznych oraz taśma kabli łączących głowicę z jednostką elektroniki.

[Scorus]

 Każdy z sensorów charakteryzuje się masą 1.2 g. Ma pole widzenia o szerokości 20 stopni. Składa się z absorbera oraz filtra. Absorber ma postać krążka o średnicy 0.5 mm. Woltaż na sensorze jest wytwarzany przez  72 bizmutowo - antymonowe ((Bi0.87Sb0.13/Sb) połączenia termoelektryczne. Moc termoelektryczna wynosi 135 μV/K na każde połączenie. Zimna temperatura połączenia jest mierzona przez sensor PT100. Czułość sensora wynosi 250 V/W (podczas pomiarów kalibracyjnych w atmosferze kryptonu).

Każdy z sensorów jest wyposażony w inny rodzaj filtra. Filtr szerokopasmowy pokrywający zakres 5 - 100 μm umożliwia oszacowanie temperatury jasnościowej powierzchni i wyprowadzenie inercji cieplnej. Umożliwia wykonywanie pomiarów przy niskich temperaturach w nocy (150 K) z dokładnością lepszą od 0.1 K. Temperatury w trakcie dnia mogą być mierzone przez wszystkie sensory. Filtr 8 - 14 μm pokrywa zakres operacyjny instrumentu TIR (Thermal Infrared Mapper) sondy Hayabusa 2 dostarczając bezpośrednich pomiarów z powierzchni przydanych podczas analizy danych i kalibracji krzyżowej. Cztery pozostałe filtry - 5.5 - 7 μm, 8 - 9.5 μm, 9.5 - 11.5 μm i 13.5 - 15.5 μm służą do badań mineralogicznych. Niektóre minerały takie jak oliwiny i pirokseny posiadają linie absorpcyjne w tych zakresach, co umożliwia ich zidentyfikowanie. Filtry są przezroczyste dla promieniowania powyżej 50 μm stanowiącego dużą część emisji powierzchni w nocy. Dlatego też sygnał ten jest blokowany poprzez zastosowanie absorberów interferencyjnych IPHT.

System elektroniczny instrumentu ucyfrawia sygnały z sensorów, kontroluje stan urządzenia oraz komunikuje się z systemem informatycznym lądownika. Ucyfrawianie jest dokonywane do 12 bitów, co odpowiada rozdzielczości pomiarów temperatury lepszej od 1 K przy 100 K. Elektronika ma masę 50 g.

W czasie lotu międzyplanetarnego instrument może obserwować cel kalibracyjny umieszczony na interfejsie MESS na sondzie Hayabusa 2. Charakteryzuje się on emisyjnością cieplną na poziomie 95%. Jest wyposażony w grzejniki i sensory temperatury. Ma on masę 100 g.

Instrument MARA został opracowany przez Instytut Badań Kosmicznych DLR (Institute of Planetary Research) z Berlina.

[Scorus]

MAG
Magnetometr ądownika MASCOT jest jedynym instrumentem przeznaczonym do bezpośrednich badań otoczenia jakie zastosowano w misji Hayabusa 2. Jego podstawowym celem naukowym jest określenie stopnia globalnej magnetyzacji planetoidy poprzez pomiary pola magnetycznego w trakcie opadania oraz lokalnej magnetyzacji poprzez pomiary po lądowaniu. Pomiary wykonywane w trakcie całego okresu trwania misji pozwolą na zbadanie zmian indukowanej magnetyzacji zachodzących wraz ze zmianami intensywności międzyplanetarnego pola magnetycznego. Ponadto wektory pola magnetycznego mierzone w każdym miejscu pobytu lądownika pozwolą na scharakteryzowanie właściwości magnetycznych podłoża, co nałoży ograniczenia na modele ojcujące proces formowania planetoidy.

 Instrument MAG składa się z głowicy umieszczonej na ścianie dolnej (nr 4) lądownika, od strony ściany bocznej nr 1 oraz systemu elektronicznego znajdującego się w jednostce E-Box lądownika. Jest to trójosiowy magnetometr transduktorowy. Pracuje w zakresie dynamicznym +/-50 000 nT. Rozdzielczość pomiarów wynosi 7 pT. Częstotliwość próbkowania wynosi 10 Hz. Szum znajduje się na poziomie 10 pT/sqrt(Hz). W trakcie prac nad urządzenie wykorzystano doświadczenia nabyte w trakcie budowy magnetometrów MAG (Magnetometer) sondy Rosetta, ROMAP (Rosetta Lander Magnetometer and Plasma Monitor) lądownika Philae, MAG (Magnetometer) sondy Venus Express (wystrzelonej 9 listopada 2005 r i użytkowanej do 16 grudnia 2014 r)  i FGM (Fluxgate Magnetometer) satelitów THEMIS (Time History of Events and Macroscale Interactions During Substorms) wystrzelonych17 lutego 2007r. Urządzenie ma całkowitą masę 243 g. Pobór mocy wynosi 1.2 W.

Głowica obejmuje sensor transduktorowy umieszczony na płycie podstawowej przymocowanej do struktury lądownika za pomocą 3 montaży izostatycznych. Jest on osłonięty cylindryczną obudową. Całość jest pokryta wielowarstwową izolacją termiczną. Głowica ma wymiary 36 x 36 x 50 mm i masę 89 g. Pobór mocy wynosi 0.5 W. Sensor składa się z trzech elementów transduktorowych ustawionych pod kątem prostym do siebie, co umożliwia pomiary w trzech osiach. Łącznie zawiera dwa rdzenie, trzy zwojnice pobudzające oraz trzy zwojnice pomiarowe. Do pomiarów pola magnetycznego w jednej osi jest używany pierścień (rdzeń) wykonany z amorficznego, łatwo magnesowalnego materiału. Wokół takiego rodzenia nawinięta jest zwojnica pobudzająca. Przez zwojnicę przepuszczany jest prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Jego wartość jest znana. W celu utrzymania sensora w polu prawie zerowym i zachowania jego linearności bez potrzeby zmieniania wartości prądu pobudzającego używana jest zwojnica Helmholtza. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Wynikowe pole magnetyczne indukuje przepływ prądu w zwojnicy detekcyjnej, który jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i wysyłany do systemu elektronicznego. Pozwala to na wyprowadzenie intensywności pola zewnętrznego.

System elektroniczny instrumentu obejmuje kontroler zapewniający konwersję analogowo - cyfrową sygnału z przedwzmacniacza, wykonywanie komendy, zapewnienie źródła czasu, kontrolę stan urządzenia, obróbkę danych cyfrowych i komunikację z systemem informatycznym lądownika. Elementem logicznym jest układ FPGA (Field Programmable Gate Array). Masa elektroniki wynosi 180 g. Mieści się ona na płycie o wymiarach 109 x 94 x 20 mm.

Instrument MAG został opracowany przez Instytut Geofizyki i Fizyki Kosmicznej (Institute for Geophysics and Extraterrestrial Physics - IGeP) Politechniki w Braunschweig (Technische Universität Braunschweig - TUBS) w Niemczech. Podwykonawcą systemu elektronicznego była firma Magson GmbH z Berlina.

[Scorus]

Historia misji

Lądownik do badań planetoidy został zaproponowany przez DLR w grudniu 2008 r. W tym czasie ESA wyraziła zainteresowanie takim urządzeniem jako częścią wyposażenia dla misji MarcoPolo proponowanej w ramach programu Cosmic Vision 2015 - 2025. Została ona zaproponowana w licu 2007 r jako misja klasy średniej (M). Propozycja zakładała ścisłą współpracę z Japonią. Pojazd miał być znacznie unowocześnioną wersją sondy Hayabusa (Hayabusa Mk2). Sonda miała umożliwić pozyskanie próbek z mało zmienionej planetoidy, takiej jak 1999 JU3 (planetoida typu C),  1996 FG3 (podwójna planetoida typu C), 2001 SG286 (planetoida typu D), 2001 SK162 (planetoida typu T), lub  4015 Wilson-Harrington (1979 VA, 107P/Wilson-Harrington, obiekt ze słabą aktywnością kometarną klasyfikowany też jako planetoida typu C). Lądownik planowany dla misji nosił nazwę MarcoPolo Surface Sout. W trakcie wstępnych prac nad lądownikiem prowadzonych we współpracy z CNES do września 2009 r rozważano różne możliwości, takie jak pojazd na podporach lub w postaci kapsuły, lądujący czynnie i biernie (penetrator lub kapsuła), stacjonarny lub mobilny. Ostatecznie zaproponowano cztery różne możliwe konfiguracje. Opcja 1 zakładała zbudowanie stosunkowo dużego lądownika opartego w dużej mierze na lądowniku Philae. Jego masa miała wynosić około 95 kg. Miał lądować na trzech wspornikach. Po lądowaniu miał wykonywać skoki. W trackie opadania miał być stabilizowany trójosiowo i aktywnie unikać przeszkód. System zasilania miał obejmować panele słoneczne na zewnętrznej powierzchni. Proponowanymi instrumentami naukowymi były: spektrometr promieniowania rentgenowskiego indukowanego cząstkami alfa (Alpha-Particle-X-ray Spectrometer - APXS), spektrometr Ramana, spektrometr Mössbauera, penetrator Neo-Mole oparty na penetratorze Mole lądownika marsjańskiego Beagle 2 wystrzelonego wraz z sondą Mars Express 2 czerwca 2003 r, analizator substancji lotnych z pułapką jonową (Evolved Volatiles Ion Trap Analyzer - EVITA), spektrometr środkowej podczerwoni z detektorem substancji lotnych i mikroskopem (Mid-IR ATR Spectrometer, Volatile Detector and Microscope - Voldet), laserowy spektrometr masowy jonów (Ion Laser Mass Analyzer - ILMA), dyfraktometr rentgenowski (X-Ray Diffractometer - XRD), mikroskop MicrOmega, mikrosejsmometr, stereoskopowa kamera panoramiczna o szerokim polu widzenia (Wide Angle Camera - WAC), system sondowania wnętrza planetoidy oparty na eksperymencie CONSERT (Comet Nucleus Sonding Experiment) sond Philae i Rosetta, oraz retroreflektor laserowy. Spektrometr Mössbauera, kamera, APXS, MicrOmega i Neo-Mole miały być umieszczone na ramieniu zrobotyzowanym, podobnie jak na lądowniku Beagle 2. Opcja 2 zakładała zbudowanie lądownika o masie około 70 kg, wyposażonego w koło zamachowe stabilizujące opadanie na powierzchnię oraz mogącego wykonywać skoki. Rozważanymi instrumentami naukowymi były: APXS, spektrometr Ramana, Neo-Mole, Voldet, ILMA, MicrOmega, mikrosejmsometr, kamera stereoskopowa i panoramiczna oraz system sondujący. Opcja 3 zakładała lądownik o średnich rozmiarach, o masie około 30 kg. Miał on być zasilany tylko z baterii i lądować na trzech wspornikach. Nie mógłby wykonywać skoków. Rozważanymi instrumentami były: ILMA, APXS, NicrOmega, Neo-Mole mikrosejmsometr oraz kamera stereoskopowa i panoramiczna. Opcja 4 zakładała lądownik bardzo mały, o masie rzędu 10 kg (MASCOT-XS). Miał on zostać zrzucony na powierzchnię bez żadnej stabilizacji. Po lądowaniu mógł wykonywać skoki. Jego żywotność była ograniczona z powodu użycia baterii. Pomimo małych rozmiarów możliwe było zestawienie dowolniej kombinacji trzech instrumentów proponowanych dla opcji 1, w zależności od wybranych celów naukowych.  Projekt ten bazował na studium małego mobilnego lądownika mogącego się toczyć po powierzchni przeprowadzonym przez DLR w 1995 r na potrzeby ESA. W przypadku misji do planetoidy / komety Wilson-Harrington konieczne byłoby użycie dużej sondy z dużymi panelami słonecznymi (Hayabusa Mk2), dzięki czemu możliwe było zabranie lądownika o masie około 50 kg. W przypadku misji do planetoidy 1999 JU3 wystarczyło użycie sondy opartej na pojeździe Hayabusa, co wymuszało uwzględnienie lądownika o masie do 10 kg.

Koncepcja misji MarcoPolo była analizowana w obrębie ESA od listopada 2007 r, jednak na początku 2010 r nie została przyjęta do realizacji. Lądownik MASCOT został jednak zaproponowany dla japońskiej misji Hayabusa 2 pod nazwą Mobile Asteroid Surface Scout. Początkowo rozważano opcje lądowników o masie do około 50 kg i 10 kg, w zależności od konfiguracji sondy macieżystej. Ostatecznie wybrany został lądownik o masie 10 kg.

[Scorus]

 Faza A projektu rozpoczęła się pod koniec 2009 r i zakończyła się w połowie 2011 r.  Początkowo jako instrumenty naukowe rozważano mikroskop MicrOmega, kamerę szerokokątną, ILMA i XRD (lub radar bistaystyczny). Następnie projekt wszedł w fazę B. W toku prac zmieniono system mobilny z bazującego na dwóch ramionach umieszczonych na bokach lądownika na oparty na pojedynczym przekręcanym odważniku. W celu zapewnienia jak najmniejszej masy strukturę mechaniczną postanowiono wykonać z materiałów kompozytowych zamiast z aluminium. Do zestawu instrumentów naukowych obok mikroskopu i kamery wprowadzono magnetometr i radiometr podczerwieni, rezygnując z bardziej skomplikowanych urządzeń. Na początku 2012 r projekt przeszedł przegląd wstępny (Preliminary Design Review - PDR) i wszedł w fazę C.

MASCOT został oficjalnie włączony do projektu Hayabusa 2 dnia 16 marca 2012 r. Faza C zakończyła się na początku 2013 r pozytywnym krytycznym przeglądem projektu (Critical Design Review - CDR). Następnie rozpoczął się okres wytwarzania poszczególnych komponentów, montażu lądownika i testów (faza D). Lądownik został przekazany JAXA w lutym 2014 r. Następnie 28 sierpnia został umieszczony na sondzie Hayabusa 2.

W dniach 20 - 22 września 2014 r sonda została przetransportowana z Sagamihary na kosmodrom w Tanegashimie. Tam wykonano jej ostatnie testy. 13 listopada została zintegrowana z rakietą nośną. Start był zaplanowany na 30 listopada 2014 r. 28 listopada został jednak przełożony z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych - opadów deszczu i silnych wiatrów w górnej części atmosfery. 29 listopada jako nową datę startu podano 1 grudnia. 30 listopada start została jednak ponownie przesunięty, tym razem na 3 grudnia.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
 
Lądownik MASCOT wystartował wraz z sondą Hayabusa 2 dnia 3 grudnia 2015 r o godzinie 04:22:04 UTC. Miejscem startu był kosmodrom w Tanegashimie (Tanegashima Space Center) na wyspie Kyushu na południu Japonii, stanowisko startowe Y/LP-1. Rakietą nośną była H2A, egzemplarz nr 26.

W czasie lotu międzyplanetarnego lądownik pozostaje w większości wyłączony. Okresowo wykonywane są testy jego systemów połączone z kalibracją instrumentów.

Uwolnienie pojazdu będzie możliwe w okresie od października 2018 r (planowany pierwszy test lądowania sondy Hayabusa 2) do sierpnia 2019 r (planowane użycie impaktora SCI). Nie będzie możliwe w czasie koniunkcji ze Słońcem, gdy kąt planetoida - Słońce - Ziemia  będzie większy od 170 stopni. Okres ten rozpocznie się 18 listopada 2018 r i zakończy 1 stycznia 2019 r. W tym czasie łączność z sondą Hayabusa 2 będzie mocno ograniczona. Rekomendowany okres lądowania to styczeń - luty 2019 r z powodu stosunkowo niskiej temperatury powierzchni. W tym czasie planetoida będzie znajdować się niedaleko aphelium orbity. Czas lądowania zostanie jednak wybrany na podstawie bardziej szczegółowych analiz.

Pojazd zostanie odłączony od statku macierzystego w czasie jednego z lądowań próbnych. Ponieważ  w czasie badań planety orientacja sondy macierzystej będzie stała względem Słońca (panele słoneczne będą zwrócone na Słońce a panel dolny -Z z instrumentami naukowymi i anteną systemu OME - na planetoidę) łączność z lądownikiem nie będzie możliwa w czasie nocy. Z tego powodu w celu zapewnienia co najmniej trzech sesji komunikacyjnych  w czasie pracy na planetoidzie (przewidzianym na trzy lokalne dni) optymalnym czasem na wykonanie operacji odłączenia i lądowania (Separation, Descent and Landing  - SDL)  będzie lokalne południe.

Optymalne miejsce lądowania powinno charakteryzować się okresem oświetlenia wynoszącym 50 - 70% okresu rotacji planetoidy, co wynika z ograniczeń termicznych oraz wymogów stawianych przed obserwacjami naukowymi. Okres widoczności miejsca lądowania z sondy macierzystej znajdującej się w pozycji bazowej w odległości 20 km powinien być nie mniejszy niż 40% okresu rotacji planetoidy. Szybkość w czasie lądowania powinna być mniejsza od połowy szybkości ucieczki. Temperatura powierzchni powinna znajdować się w granicach od -50°C do +25°C. Oszacowanie bezpieczeństwa miejsca lądowania i opracowanie jego dokładnych map będzie wymagało obserwacji wykonywanych przez sondę macierzystą. Potrwają one co najmniej 30 dni.

Lądownik zostanie uwolniony na wysokości około 100 metrów. Jedynym parametrem który zostanie zoptymalizowany będzie czas uwolnienia. Pojazd zostanie wyrzucony z mechanizmu MESS pod kątem 15 stopni do panelu słonecznego -Y sondy z szybkością kilku cm/s. Następnie będzie spadał powierzchnię spadkiem swobodnym. W trakcie opadania będzie komunikował się z sondą macierzystą, co pozwoli na odebranie wyników pomiarów oraz zdjęć uzyskiwanych w trakcie lądowania. Jednocześnie umożliwi to poznanie przyczyn ewentualnego niepowodzenia lądowania. Opadanie potrwa 20 - 30 minut.

Po lądowaniu lądownik prawdopodobnie odbije się kilka razy. Z powodu nieznanych właściwości regolitu ilość i czas trwania podskoków są trudne do określenia. Możliwe że lądownik znieruchomieje na powierzchni dopiero po około 30 minutach. W najgorszym wypadku oddali się od miejsca pierwszego lądowania na dystans około 500 metrów. Po lądowaniu znajdzie się w przypadkowym położeniu. Następnie określi swoją orientację przestrzenną za pomocą sensorów systemu GNC. W sytuacji gdyby leżał na nieprawidłowej stronie automatycznie wykona procedurę odwrócenia za pomocą systemu mobilnego. Operacja ta zostanie wykonana po około 1.5 godziny od odłączenia od sondy macieżystej, w czasie lokalnego popołudnia. Następnie lądownik automatycznie wykona pierwszą zaprogramowaną sekwencję pomiarów naukowych. Rozpocznie ją w trakcie dnia. W tym czasie będzie wysyłał dane na bieżąco do sondy macierzystej. Podczas zbliżania się terminatora łączność będzie się pogarszała. W czasie nocy nie będzie możliwa. W tym czasie pomiary będą jednak nadal wykonywane. Dane będą zapisywane na pokładzie i wysyłane w trakcie następnej sesji łączności, rozpoczynającej się o poranku. Po jej zakończeniu lądownik wykona przeskok za pomocą systemu mobilnego. Długość skoku będzie zależała w dużym stopniu od ciążenia na planetoidzie oraz właściwości regolitu. Może wynosić 10 - 70 metrów. Po skoku lądownik ponownie skoryguje swoją orientację przestrzenną (jeśli będzie to konieczne) i rozpocznie drugą sekwencję pomiarów naukowych. Sesja ta zacznie się w czasie lokalnej nocy, a dane zostaną przesłane po nawiązaniu łączności o poranku.

W czasie 12 - 16 godzin trwania misji planowane jest wykonanie jednego lub dwóch skoków, co pozwoli na wykonanie pomiarów i zdjęć w dwóch lub trzech miejscach. Z powodu dużego opóźnienia czasowego i krótkiego okresu trwania misji możliwość przesyłania komend z Ziemi będzie mocno ograniczona. Tak więc większość czynności będzie wykonywana autonomicznie. Cykl pracy instrumentów naukowych zostanie zaprogramowany przed odłączeniem lądownika. Jego ewentualne modyfikacje będą wykonywane tylko w wypadku wyraźniej potrzeby. Misja zakończy się po wyczerpaniu baterii. Szacuje się, że lądownik dostarczy około 0.7 gigabita danych.