Autor Wątek: Hayabusa (kompendium)  (Przeczytany 18368 razy)

0 użytkowników i 1 Gość przegląda ten wątek.

Scorus

  • Gość
Hayabusa (kompendium)
« dnia: Sierpień 31, 2010, 23:07 »
WPROWADZENIE
Hayabusa (Mu Space Engineering Spacecraft C - MUSES-C) była piątą w historii (po Sakigake, Suisei, Hiten i Nozomi) japońską  (ISAS / JAXA) sondą kosmiczną. Podstawowym celem misji była weryfikacja czterech nowych technologii: japońskiego silnika jonowego o długim czasie pracy; systemu nawigacji autonomicznej w pobliżu planetoidy; metody uzyskiwania próbek z małych ciał Układu Słonecznego; oraz metody dostarczenia niewielkich próbek na Ziemię. Celem misji byłą planetoida 25413 Itokawa. Ponadto sonda pozwalała na wykonanie programu naukowego, obejmującego zarówno obserwacje teledetekcyjne jak i badania próbek. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczało się: globalne scharakteryzowanie planetoidy o wielkości zaledwie kilkuset metrów (określenie kształtu, topografii i cech rotacji); określenie geologii i geomorfologii powierzchni poprzez mapowanie fotograficzne, multispektralne i topograficzne, obserwacje polarymetryczne oraz pomiary składu mineralnego i pierwiastkowego; określenie budowy wnętrza małej planetoidy poprzez badania jej kształtu, masy, gęstości i analizy uzyskanych próbek; zbadanie historii planetoidy; a także określenie do jakiego typu meteorytów planetoida jest najbardziej podobna poprzez analizę próbek oraz pomiary spektrometryczne. Sonda wykonała też próbek umieszczenia na powierzchni planetoidy niewielkiego lądownika skaczącego MINERVA.

Nazwa misji została nadana po starcie i oznaczana z japońskiego "Sokół". Pierwotna nazwa Mu Space Engineering Spacecraft C oznaczała trzeci (C) statek kosmiczny przeznaczony do testów inżynieryjnych wystrzelony za pomocą rakiety nośnej serii M (Mu).

Całkowity koszt misji Haybausa wyniósł 12 mld jenów (około 100 mln dolarów).
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:09 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #1 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:08 »
KONSTRUKCJA
W skład misji Hayabusa wchodziła sonda główna z instrumentami naukowymi oraz 2 obiekty odłączane, pracujące w istocie jako samodzielne miniaturowe statki kosmiczne. Były to: kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC); oraz miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid - MINERVA).
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:05 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #2 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:08 »
HAYABUSA
Sonda Hayabusa miała kształt prostopadłościanu. Zasadnicza konstrukcja sondy miała wymiary 1.5 x 1.5 x 1.05 metra. Masa własna wynosiła 415 kilogramów. Masa całkowita wynosiła 530 kilogramów (w tym 50 kilogramów paliwa dla silników chemicznych - czterotlenku azotu i hydrazyny, 65 kilogramów paliwa dla silników jonowych - ksenonu, oraz kapsuła powrotna o masie 25 kilogramów).
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:11 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #3 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:09 »
Konstrukcja mechaniczna sondy obejmowała panel dolny (w osi odchylenia -Z) o wymiarach 1.5 x 1.05 m, odpowiadający panel górny (w osi +Z), panel przedni (w osi przechylenia -X) i tylny (w osi +X) o wymiarach 1.05 x 1.5 m, dwa panele boczne (w osi pochylenia +Y i -Y) o wymiarach  1.5 x 1.5 m oraz dwa panele wewnętrzne równolegle do osi Z. Na panelu przednim znajdowała się kapsuła powrotna SRC, jeden szperacz gwiazd, spektrometr podczerwieni NIRS, szerokokątna kamewra nawigacyjna ONC-W2 oraz 6 silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu tylnym znajdowały się 4 silniki jonowe oraz 6 dalszych silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu górnym umieszczono antenę wysokiego zysku HGA i położoną nad nią jedna z trzech anten niskiego zysku LGA, oraz antenę średniego zysku MGA. Na panelu dolnym, od strony osi -X umieszczono dalmierz laserowy LIDAR, szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W1 oraz teleskopowa kamera nawigacyjna ONC-T będąca też główną kamerą naukową, pojemniki z lądownikiem MINERVA i system do pobierania próbek SMP. W centrum tego panelu znajdował się pierścieniowy łącznik z górnym stopniem rakiety. W środku łącznika znajdowały się trzy znaczniki celu TM. Wokół łącznika umieszczono 4 jednostki sensora wiązek FBM. Od strony osi +X znajdował się natomiast spektrometr rentgenowski XRS i  szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W. Ponadto na panelu dolnym znajdują się dwie dalsze anteny LGA oraz lampa FLASH oświetlająca znaczniki celu w czasie lądowań na planetoidzie. Na panelach bocznych -Y i +Y znajdowały się dwa symetryczne skrzydła paneli słonecznych. Na panelach wewnętrznych znajdowały się głównie zbiorniki paliwa i utleniacza chemicznego systemu napędowego, zbiorniki ksenonu używanego przez napęd jonowy oraz linie paliwa i gazu. Jednostki elektroniki były umieszczone głównie na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:13 wysłana przez Scorus »

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #3 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:09 »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #4 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:10 »
Energii elektrycznej dostarczały dwa skrzydła fotoogniw słonecznych (Solar Array Paddle - SAP) ulokowane symetrycznie po bokach paneli bocznych -Y i +Y, na podwójnych wysięgnikach. System ten nie miał zdolności obracania się za Słońcem. W czasie startu był złożony na panelach bocznych. Każde skrzydło składało się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Całkowita powierzchnia paneli wynosiła 12 metrów kwadratowych a rozpiętość - 6 metrów. W odległości 1 AU od Słońca dostarczały one 700 W mocy. Ogniwa były wykonanie z arsenku galu. Wyprodukowana przez nie energia ładowała baterie niklowo - metaliczne (Ni - MH) o łącznej pojemności 15 A/h.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:05 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #5 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:10 »
Jonowy system napędowy (Ion Egine System - IES) służył do uzyskiwania większych zmian szybkości w dużych okresach czasu, pozwalając na powolną zmianę kształtu orbity okołosłonecznej sondy. Obejmował zbiornik paliwa (ksenonu) umieszczony na panelach wewnętrznych i cztery silniki jonowe (oznaczone jako A, B, C i D) umieszczone na płycie podstawowej znajdującej się na panelu tylnym (+X). Zbiornik ksenonu zawierał 65 kg tego gazu w czasie startu. Każdy z silników składał się ze źródła jonów, dwóch elektrod przyspieszających, oraz neutralizatora. Do wytwarzania plazmy w źródle jonów zastosowano źródło mikrofal, co było jedną z nowych technologii testowanych podczas misji. W innych rodzajach silników jonowych jako źródła jonów używano ładunku elektrycznego, co zmniejszało ich żywotność. Jonizacja była dokonywana dzięki bombardowaniu jonów wiązką elektronów  wytwarzaną na drodze rezonansu cyklotronowego. Jony były następnie przyspieszane do wysokich szybkości przez dwie elektrody w postaci siatek. Zostały one wykonane z kompozytu węglowo - węglowego. Dzięki temu były bardziej trwałe od konwencjonalnych elektrod wykonanych z molibdenu. Zasadnicze przyspieszenie było dokonywane między dwiema siatkami. Ładunek ujemny na siatkach zapobiegał cofaniu się jonów, co zmniejszyłoby ciąg. Po opuszczeniu siatek wiązka plazmy jest neutralizowana przez neutralizator. Dzięki temu silnik wyrzuca gaz neutralny, co zapobiega gromadzeniu się ładunku elektrycznego na powierzchni sondy. Neutralizator bombardował wiązkę jonów elektronami, wytwarzanymi przez to samo źródło mikrofal co użyte w źródle jonów. Pozwoliło to na zmniejszenie masy silników.

Silniki jonowe znajdowały się na elektromechanicznych układach pochylających pozwalających na zmianę orientacji wektora ciągu. Pozwalały one na pochylanie silników o +/- 5 stopni. Jednorazowo można było używać trzech silników. Wystarczyło to do wykonania całej misji. Czwarty silnik był zapasowy. Trzy silniki pozwalały na uzyskanie ciągu na poziomie 20 mN. Impuls właściwy wynosi 2980 s. Całkowita zmiana szybkości podczas misji była szacowana na 2 km/s. Łączy czas pracy silników w trakcie powrotu na Ziemię był zaplanowany na 14 000 godzin. Podczas testów naziemnych silniki tego typu pracowały 18 000 godzin. Z zastosowaniem nowych technologii okres funkcjonalności silników był około 3 razy większy od innych rodzajów silników jonowych.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:15 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #6 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:11 »
Chemiczny system napędowy (Reaction Control System - RCS) służył do wykonywania korekt trajektorii podczas lotu międzyplanetarnego przed i po przelotem koło Ziemi, podczas zbliżania się do planetoidy z wykorzystaniem nawigacji optycznej oraz podczas powrotu na Ziemię. Ponadto służył do szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej i szybkości podczas oblotów planetoidy, testów pobierania próbek oraz właściwego pozyskiwania próbek. Umożliwiał też utrzymanie pozycji bazowej w odległości 20 km od planetoidy. Służył ponadto do usuwania nadmiaru momentu pędu z kół reakcyjnych. Używał paliwa dwuskładnikowego. Obejmował zbiornik paliwa (hydrazyny momonetylowej), zbiornik utleniacza (czterotlenku azotu), 12 silników, orurowanie oraz elektronikę kontrolną. Zbiorniki paliwa i utleniacza znajdowały się na panelach wewnętrznych sondy. Masa paliwa i utleniacza wyniosła 50 kg. Silniki były rozmieszczone na panelu przednim (-X) i tylnym (+X) w licznie 6 sztuk na panel. Mieściły się w narożnikach każdego panelu oraz na środku jego dłuższych krawędzi. Pozwalały na wykonywanie manewrów o 6 stopniach swobody. Ciąg każdego silnika wynosił 22 N a impuls właściwy - 290 s. W czasie kontroli orientacji przestrzennej silniki pracowały w trybie impulsowym a podczas manewrów korek trajektorii - w trybie pracy ciągłej.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:05 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #7 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:11 »
Sonda była stabilizowana trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and orbit Control System - AOCS) obejmował zestaw sensorów używanych podczas lotu międzyplanetarnego oraz podczas lądowań na planetoidzie, systemy wykonawcze w postaci kół relacyjnych (Reaction Wheel - RW) i silników systemu RCS oraz jednostkę obróbki danych (Attitude and Orbit Control Processor Unit - AOCP). W skład sensorów nawigacyjnych używanych podczas lotu wchodziły: dwa szperacze gwiazd (Star Tracker - STT), bezwładnościowa jednostka odniesienia (Inertial Reference Unit - IRU), trzy przyspieszeniomierze (Accelerometer - ACM), oraz trzy sensory Słońca o małej dokładności (Corase Sun Sensor - CSAS). Do sensorów nawigacyjnych używanych podczas zbliżania się do planetoidy oraz bliskich operacji przy planetoidzie zaliczały się: teleskopowa kamera nawigacji optycznej (Optical Navigation Camera - Telescopic Camera - ONC-T), szerokokątna kamera nawigacji optycznej 1 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 1 - ONC-W1) oraz szerokokątna kamera nawigacji optycznej 2 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 2 - ONC-W2). W czasie lądowań na planetoidzie wykorzystywane było śledzenie optyczne odłączanego znacznika celu (Target Marker - TM) oświetlonego przez odpowiednią lampę (Flash Lamp - FLASH). Służyła do tego głównie kamera ONC-W1. Ponadto w czasie lądowań do pomiarów odległości do powierzchni i orientacji sondy względem niej używane były trzy sensory laserowe - wysokościomierz laserowy (Light Detector and Ranging - LIDAR), dalmierz laserowy (Laser Range Finder - LRF) i sensor wachlarza wiązek laserowych (Fan Beam Sensor - FBS). Kamera ONC-T była ponadto główną kamerą naukową. Kamery ONC-W1 i ONC-W2 również powalały na mapowanie planetoidy i badania jej kształtu. LIDAR był ponadto instrumentem naukowym umożliwiającym uzyskanie globalnych map topograficznych i modeli kształtu planetoidy.

Szperacz gwiazd STT znajdował się na panelu -X, w jego górnej części. Dostarczał podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Była to kamera elektroniczna uzyskująca obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu była obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym.

Bezwładnościowa jednostka odniesienia IRU zawierała żyroskopy. Pozwalałą na pomiary przyspieszeń kątowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.

Trzy przyspieszeniomierze ACM umożliwiały pomiary przyspieszeń liniowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.

Trzy sensory słońca CSAS były używane po po starcie. Ponadto były wykorzystywane w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce, dziki czemu jej panele słoneczne były stale oświetlone.

Kamery nawigacyjne ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 były używane podczas fazy zbliżania się do planetoidy. Pozwalały na jej fotografowanie na tle gwiazd, co umożliwiało wyliczenie jej pozycji względem sondy i zaplanowanie korekt trajektorii. Ponadto były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie bazowej pozycji względem planetoidy oraz podczas jej oblotów. W czasie uwalniania lądownika MINERVA kamera ONC-W1 pozwalała na jego sfotografowanie po odłączeniu, a kamera ONC-W2 - na jego obrazowanie podczas opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Pozwalało to na zrekonstruowanie trajektorii lądowania tego pojazdów. Na powierzchni lądownik miał zostać zlokalizowany dzięki zdjęciom z kamery ONC-T uzyskanym z odległości około 1 km.

W czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 była głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Na wysokości poniżej 17 metrów była używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Był on odłączony na wysokości 40 - 30 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a  następnie opadał swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszała swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadał na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie został odłączony podczas próbnego lądowania). Na wysokości 17 metrów pojazd zajmował pozycję stacjonarną względem powierzchni i rozpoczynał wykonywanie pomiarów nawigacyjnych z użyciem TM znajdującego się już wtedy na powierzchni. Polegały one na fotografowaniu TM za pomocą ONC-W1. TM był oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Była ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwalało na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpoczynałą pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwalało na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można było wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta mogła być wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.

Dane ze wszystkich trzech kamer były obrabiane przez wspólną jednostkę elektroniki (Optical Navitaion Cameras Eletronics - ONC-E) pozywającą na uzyskanie informacji nawigacyjnych. Komunikowała się ona z elektroniką AOCP.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:22 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #8 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:11 »
Znaczniki celu TM znajdowały się na panelu -Z sondy, w obrębie pierścienia łączącego z górnym stopniem rakiety. Były zamocowane za pomocą zwalnianych pierścieni. Miały kształt kul o średnicy 100 mm. Ich konstrukcja miała postać worka wypełnione granulatem. Powierzchnia była pokryta tkaniną o wysokiej odbijalności, dzięki czemu bardzo dobrze odbijała światło lampy FLASH. Tak więc znaczniki na obrazach z kamery ONC-W1 tworzyły jasne plamy. Sonda posiadała 3 znaczniki. Podczas pojedynczego lądowania wykorzystywany był tylko jeden z nich.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:18 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #9 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:12 »
Wysokościomierz laserowy LIDAR pozwalał na pomiary odległości od powierzchni w zakresie od 50 km od 50 metrów. W dużej odległości od planetoidy dane te były używane do planowania manewrów. Podczas lądowań będą wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.

Dalmierz laserowy LRF znajdował się na panelu -Z w obrębie łącznika  z górnym stopniem rakiety. Była to pojedyncza jednostka obejmująca pięć diod laserowych oraz pięć detektorów w postaci fotodiod. Cztery emitowane wiązki odbijały się od powierzchni planetoidy, a następnie były rejestrowane przez detektory. Pozwalało to na wyznaczenie odległości od powierzchni i tempa opadania. Ponadto wiązki były zorientowane pod kątem 30 stopni w stuku do kierunku pionowego (osi Z sondy), co pozwalało na określenie orientacji sondy względem lokalnego kierunku pionowego na planetoidzie na podstawie różnic odległości mierzonych za pomocą poszczególnych wiązek. Dzięki temu sonda mogła autonomicznie kontrolować swoją orientację przestrzenną względem nierównej powierzchni i opadać na nią całkowicie pionowo. Urządzenie to było wykorzystywane do pomiarów wysokości i tempa opadania na wysokościach od 100 do 5 metrów. Do pomiarów orientacji względem powierzchni było wykorzystywane na wysokości poniżej 35 metrów. Wykonywało wtedy cztery pomiary które były wykorzystywane do korekt orientacji pojazdu względem powierzchni. Piąta wiązka odbijała się od końca tuby systemu do pobierania próbek SMP. Umożliwiała zarejestrowanie skrócenia się tuby SMP po uderzeniu w powierzchnię i tym samym pozwalała na potwierdzenie kontaktu z powierzchnią planetoidy.

Sensor wachlarza wiązek FBM składał się z czterech jednostek umieszczanych na panelu -Z sondy wokół łącznika  z górnym stopniem rakiety. Każda z nich obejmowała diodę laserową oraz detektor w postaci fotodiody. Elementy te wytwarzały wachlarz 4 wiązek w płaszczyźnie równoległej do paneli słonecznych. Pozwalało to na wykrycie ewentualnych przeszkód o wielkości kilkudziesięciu centymetrów które mogłyby uszkodzić panele. Po odbiciu się jednej z wiązek od przeszkody w trakcie końcowej fazy lądowania i zarejestrowaniu tego faktu przez detektor sonda mogła wykonać automatyczny manewr podniesienia wysokości.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:22 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #10 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:12 »
Jednostka elektroniki AOCP odbierała i obrabia dane z sensorów nawigacyjnych. Dane z STT, CSAS i IRU były odbierane przez estymator orientacji przestrzennej, komunikujący się z elektroniką kontroli orientacji przestrzennej obsługującej koła reakcyjne oraz silniki RCS w czasie manewrów zmiany szybkości i kontroli orientacji przestrzennej. Dane z jednostki elektroniki obsługującej kamery nawigacyjne, LIDAR, LRF i ACM przechodziły przez filtr danych nawigacyjnych a następnie były dostarczane do elektroniki sterującej orientacją sondy. Ta ostatnia odbierała również informacje z estymatora orientacji przestrzennej i  elektroniki kontroli orientacji przestrzennej. Sterowała pracą silników RCS podczas lądowań na planetoidzie.

Koła reakcyjne RW umożliwiają kontrolę orientacji przestrzennej sondy w normalnym trybie pracy. Pojazd posiada 4 takie jednostki, o jedną więcej niż sonda Hayabusa. Jedna z nich jest zapasowa. Nadmiar momentu pędu jest używane podczas uruchomień silników RCS, Silniki RCS umożliwiają również kontrolowanie orientacji przestrzennej sondy podczas lądowań na planetoidzie, lądowań próbnych i wytwarzania krateru.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:22 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #11 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:13 »
System komend i zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - CDHS) pozwalał na odbieranie i wykonywanie komend z Ziemi, autonomiczne generowanie komend na pokładzie w trakcie autonomicznej pracy w pobliżu planetoidy, oraz na monitoring i kontrolę pracy poszczególnych systemu sondy.  Był oparty na centralnej jednostce odróbki danych (Central Processing Unit - CPU) komunikującej się z modułami peryferyjnymi (Peripheral Interface Modules - PIM), które łączyły się z poszczególnymi podsystemami sondy. Ponadto sonda posiadała rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) pozwalający na zapisywanie danych przed ich transmisją na Ziemię.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:06 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #12 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:13 »
System komunikacyjny obejmował antenę wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), trzy anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) oraz system nadawczo - odbiorczy pasm X i S.

Antena HGA znajdowała się na panelu górnym sondy (+Z). Była to antena paraboliczna o średnicy 1.5 metra oraz mocy 20 W. Jej czasza miała konstrukcję ażurową co pozwoliło na uzyskanie małej masy. Była podstawą anteną używaną do łączności z wysoką szybkością. Pozwalała na odbiór komend z Ziemi, na transmisję danych naukowych i inżynieryjnych oraz na pomiary nawigacyjne.

Antena MGA znajdowała się na panelu +Z, od strony kapsuły powrotnej. Pracowała w paśmie S. Pozwala na transmisję danych inżynieryjnych i odbieranie komend ze średnimi szybkościami. W stosunku do anteny wysokiego zysku miała jednak szersze pole widzenia (18 stopni), dzięki czemu nie wymagała precyzyjnego pozycjonowania sondy na Ziemię. Umożliwiała więc łączność w czasie gdy anteny wysokiego zysku nie są zwrócone na stacje naziemne.

Jedna z anten LGA (dla pasma S) znajdowała nad anteną HGA (na jej trójnogu), a dwie dalsze (jedna dla pasma S a druga dla pasma X) - na panelu -Z. Miały one szerokie pole widzenia, dzięki czemu umożliwiały łączność podczas poważnych problemów i w trybie bezpiecznym, gdy orientacja przestrzenna sondy nie była precyzyjnie znana. Umożliwiały odbiór komend oraz transmisję danych inżynieryjnych z niską szybkością oraz transmisję sygnału radiolatarni.
« Ostatnia zmiana: Marzec 08, 2015, 17:51 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #13 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:14 »
Kontrolę temperatury wewnętrznej umożliwiały zarówno elementy czynne jak i bierne. Powierzchnia sondy była pokryta izolacją wielowarstwową. Anteną HGA była pomalowana odpowiednią białą farbą. Elementy elektroniczne posiadały grzejniki elektryczne pozwalające na uzyskanie temperatury roboczej oraz zapobiegającej ich degradacji. Nadmiar ciepła produkowany przez elektronikę był przenoszony do radiatorów za pomocą płyt i kapilar cieplnych, a następnie wypromieniowywany w przestrzeń kosmiczną. Radiatory rozmieszczono na panelach -X, +Y oraz -Y.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:06 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #14 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:14 »
System komunikacji z lądownikiem MINERVA obejmował pojedynczą antenę oraz układ elektroniczny. Pracował  w paśmie UHF. Pozwalał na odbiór danych oraz transmisję komend. Elektronika obejmowała system nadawczo - odbiorczy, pamięć, system regulacji i dystrybucji zasilania oraz elementy kontrolne. Komendy przeznaczone do wysłania do lądownika były odbierane przez system komunikacyjny sondy, a następnie były przesyłane do pamięci tego systemu. Następnie były przesyłane do systemu nadawczo - odbiorczego i wysyłane przez antenę UHF. Dane odbierane z lądownika były demodulowane, zapisywane w pamięci a następnie przesyłane do systemu komputerowego sondy.
« Ostatnia zmiana: Grudzień 01, 2015, 16:07 wysłana przez Scorus »

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #14 dnia: Sierpień 31, 2010, 23:14 »