Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Marzec 08, 2015, 18:42
-
WPROWADZENIE
Hayabusa 2 jest japońską (JAXA) sondą przeznaczoną do pozyskania próbek z planetoidy 1999 JU3, zarówno materiału powierzchniowego jak i słabo zmienionego przez pogodę kosmiczną i ciepło materiału podpowierzchniowego osłoniętego w sztucznym kraterze wytworzonym za pomocą imaktora. Jest to kontynuacja misji Hayabsa rozpoczętej starem 9 maja 2003 r i zakończonej powrotem na Ziemię 13 czerwca 2010 r. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: określenie procesów ewolucji cieplnej w trackie przekształcania się planetozymali w planetoidy poprzez oszacowanie temperatury w której planetoida powstała i jakiej doświadczyła w czasie swojej historii oraz wykonanie pomiarów aktualnego środowiska termicznego; zbadanie procesów towarzyszących rozbijaniu małych planetoid i późniejszemu spajaniu się materii w obiekty o strukturze zlepu rumoszu poprzez określenie gęstości, oszacowanie stopnia porowatości, zbadanie populacji kraterów i cech wyrzutów materii z kraterów; zbadanie oddziaływań pomiędzy minerałami uwodnionymi a związkami organicznymi na planetoidach poprzez bezpośrednie badania substancji powstających w trackie reakcji chemicznych przebiegających w niskich temperaturach, badania substancji lotnych oraz wody i związku organicznych; oraz dostarczenie bezpośrednich danych dla modeli cyrkulacji materii w młodym Układzie Słonecznym poprzez badania substancji powstających podczas reakcji zachodzących w wysokich temperaturach, badania substancji niewrażliwych na wysokie temperatury oraz badania składu mineralnego planetoidy. Cele te zostaną osiągnięte poprzez bezpośrednie analizy próbek oraz obserwacje teledetekcyjne planetoidy.
1999 JU3 należy do typu spektralnego Cg - jej spektrum refleksyjne przypomina chondryty zwyczajne. Planetoidy takie zawierają związki organiczne oraz minerały uwodnione lub lód wodny. Obiekty tej klasy stanowią znaczny odsetek planetoid, zwłaszcza w zewnętrznej części pasa głównego (poza 2.7 AU). Planetoidy bliskie Ziemi (Near Eartch Obiect - NEO) należące do tego typu jest jednak bardzo niewiele. 1999 JU3 jest stosunkowo łatwym celem, ponieważ jego orbita przebiega blisko orbity Ziemi. Obserwacje naziemne tej planetoidy wykazały obecność pasma absorpcyjnego przy 0.7 mikronów, odpowiadającemu przejściu żelaza ze stopnia utlenienia Fe2+ na Fe3+. Wiadomo, że jego obecność gwarantuje występowanie pasma absorpcyjnego przy 3 mikronach, spowodowanego obecnością minerałów uwodnionych lub wody. Tak więc 1999 JU3 jest słabo zmienionym obiektem, który doświadczył znacznie mniejszej metamorfozy cieplnej niż planetoida Itokawa. W czasie jego historii zaszły jednak modyfikacje związanej z obecnością wody, co spowodowało wytworzenie krzemianów uwodnionych. Aktualne badania nad materią meteorytową wskazują, że obiekty występujące w dysku protoplanetranym młodego Układu Słonecznego składały się z mieszaniny minerałów, lodów i związków organicznych w której poszczególne składniki reagowały ze sobą i podlegały modyfikacjom. Badania tych procesów są istotne dla zrozumienia procesu kształtowania się planet, w tym również Ziemi. W tym ostatnim wypadku wiedza na temat procesów związanych z wodą i związkami organicznymi ma duże znaczenie dla poznania sposobu powstawania oceanów oraz mieszaniny związków prebiotycznych. Analizy tych procesów rzucą nowe światło na wkład planetoid w dostarczeniu wody i materii organicznej na Ziemię. Modyfikacje materii organicznej na planetoidach miały duże znacznie dla stopnia zróżnicowania mieszaniny cząsteczek organicznych dostarczonych na Ziemię. Do tej pory jednak nigdy nie badano próbek zawierających niezmienioną mieszaninę minerałów, lodów i związków organicznych. Takie badania dostarczą bezpośredniego wglądu w te procesy. Badania próbek z planetoidy typu C mogą również dostarczyć informacji na tempa procesów związanych z przekształceniami materii w ośrodku międzygwiazdowym i prowadzących do powstawania dynamicznego dysku protoplanetarnego. W pozyskanych próbkach możliwe będzie znalezienie ziaren przedsłonecznych, cząsteczek organicznych pochodzących z pierwotnego obłoku molekularnego, wysokotemperaturowych obiektów pochodzących z dysku przedsłonecznego takich jak inkluzje bogate w wapń i glin (Calcium-Aluminium-Rich Inclusion - CAI) i chondrule, produktów wytworzonych przez pogodę kosmiczną oraz tekstur wytworzonych przez mikroimpakty. Tak więc szczegółowe analizy próbek w połączeniu z wynikami obserwacji teledetekcyjnych planetoidy będą miały duże znaczenie dla poznania historii Układu Słonecznego w bardzo długim okresie czasu.
Podczas pobytu w pobliżu planetoidy sonda pozwoli na globalne scharakteryzowanie planetoidy - precyzyjne wyznaczenie jej kształtu, masy i rotacji; uzyskanie map topograficznych i fotograficznych; mapowanie składu mineralnego oraz mapowanie właściwości termicznych. Pozwoli to na poznanie geologii planetoidy i odniesienie ich do późniejszych badań uzyskanych próbek. W czasie pozyskiwania próbek sonda wykona również obrazowanie powierzchni w wysokiej rozdzielczości (do 1 mm), co dostarczy kontekstu dla uzyskanego materiału. Wyposażenie naukowe sondy bazuje na instrumentach pojazdów Hayabusa i Akatsuki (wystrzelonego 20 maja 2010 r), tak więc ma mniejsze możliwości niż sprzęt zaprojektowany dla amerykańskiej misji OSIRIS-REx (Origins, Spectral Interpretation, Resource Identification and Security Regolith Explorer). Dzięki zmodyfikowaniu systemu komunikacyjnego i systemu zasilania sonda może jednak dostarczyć około4 razy więcej danych niż Hayabusa.
Poza celami naukowymi misja posiada również cele inżynieryjne. Zaliczają się do nich: przetestowanie modyfikacji zwiększających niezawodność sondy; przetestowanie nowatorskiej technologii wytwarzania sztucznego krateru na powierzchni planetoidy; oraz zademonstrowanie eksploracji planetoidy za pomocą miniaturowych lądowników skaczących, w tym wypróbowanie czterech różnych technik wykonywania skoków. W trakcie misji na powierzchni planetoidy zostanie umieszczony niemiecki (DLR) lądownik MASCOT (Mobile Asteroid Surface Scout) posiadający własne cele naukowe, jak również trzy japońskie lądowniki MINERVA-II (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II) będące głównie demonstratorami inżynieryjnymi.
W misję jest zaangażowana również NASA (udostępnienie stacji naziemnych sieci DSN, obserwacje spektrometryczne kapsuły powrotnej czasie lądowania, wymiana próbek z materiałem zebranym w trakcie misji OSIRIS-REx), ESA (udostępnienie stacji naziemnych sieci ESTRAK), niemiecka agencja kosmiczna DLR (dostarczenie lądownika MASCOT oraz testy mikrograwotacyjne lądowników MINERVA-II) oraz Australia (udostępnienie infrastruktury na poligonie Woomera gdzie planowane jest lądowanie kapsuły powrotnej).
Nazwa misji oznacza z japońskiego "Sokół".
Koszt misji jest szacowany na 28.9 mld jenów (około 275 mln dolarów).
-
KONSTRUKCJA
W skład misji Hayabusa 2 wchodzi sonda główna z instrumentami naukowymi oraz 7 obiektów odłączanych, pracujących w istocie jako samodzielne miniaturowe statki kosmiczne. Są to: kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC); miniaturowy impaktor pokładowy (Small Cary-on Impactor - SCI); kamera uwalniana 3 (Deployable Camera 3 - DCAM3); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-1A (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-1A - MINERVA II-1A); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-1B (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-1B - MINERVA II-1B); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-2 (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-2 - MINERVA II-2); oraz mobilny lądownik rozpoznawczy (Mobile Asteroid Surface Scout - MASCOT).
-
HAYABUSA 2
Konstrukcja sondy Hayabusa 2 jest oparta w dużej mierze na sondzie Hayabusa, jednak zastosowano szereg usprawnień zwiększających niezawodność pojazdu. Pojazd ma kształt prostopadłościanu. Wymiary jego zasadniczej konstrukcji wynoszą 1.6 x 1.0 x 1.3 m, są nieznacznie większe od wymiarów sondy Hayabusa. Masa bez paliwa wynosi 500 kg a wraz z paliwem dla napędu jonowego i chemicznego - 600 kg. Masa jest większa o około 90 kg od sondy Hayabusa 2, z czego połowa przypadła na dodatkowy sprzęt zwiększający przydatność naukową sondy (imapktor, kamera odłączana, dodatkowe znaczniki celu, nowy system mapujący w podczerwoni), a połowa na podwojenie niektórych systemów inżynieryjnych.
-
Konstrukcja mechaniczna sondy obejmuje panel dolny (w osi odchylenia -Z) o wymiarach 1.6 x 1 m, odpowiadający panel górny (w osi +Z), panel przedni (w osi przechylenia -X) i tylny (w osi +X) o wymiarach 1 x 1.3 m, dwa panele boczne (w osi pochylenia +Y i -Y) o wymiarach 1.6 x 1.3 m oraz dwa panele wewnętrzne równolegle do osi Z. Na panelu przednim znajduje się kapsuła powrotna SRC, dwa szperacze gwiazd, spektrometr podczerwieni NIRS3, kamera nawigacyjna ONC-W2 oraz 6 silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu tylnym znajdują się 4 silniki jonowe oraz 6 dalszych silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu górnym umieszczono dwie anteny wysokiego zysku X-HGA i Ka-HGA, antenę średniego zysku MGA, jedną z trzech anten niskiego zysku LGA oraz kamerę odłączaną DCAM3. Na panelu dolnym, od strony osi -X umieszczono wysokościomierz laserowy LIDAR, dwa pojemniki z lądownikami MINERVA-II i system do pobierania próbek SMP. W centrum tego panelu znajduje się pierścieniowy łącznik z górnym stopniem rakiety. W środku łącznika znajduje się impaktor SCI a wokół niego - 5 znaczników celu TM. Ponadto umieszczono tam dalmierz laserowy LRF. Od strony osi +X znajduje się natomiast system mapujący w podczerwieni termicznej TIR, szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W1 oraz teleskopowa kamera nawigacyjna ONC-T będąca też główną kamerą naukową. Ponadto na panelu dolnym znajduje się lampa FLASH oświetlająca znaczniki celu w czasie lądowań na planetoidzie. Na panelach bocznych -Y i +Y znajdują się dwa symetryczne skrzydła paneli słonecznych. Na panelu -Y umieszczono również lądownika MASCOT oraz dwie dalsze anteny LGA. Na panelach wewnętrznych znajdują się głównie zbiorniki paliwa i utleniacza chemicznego systemu napędowego, zbiorniki ksenonu używanego przez napęd jonowy oraz linie paliwa i gazu. Jednostki elektroniki są umieszczone głównie na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych. W czasie pobytu w pobliżu planetoidy Słońce, Ziemia, planetoida i sonda będą znajdowały się prawie w linii prostej (konfiguracja zbliżona do koniunkcji ze Słońcem, tak więc panel dolny będzie prawie zawsze zwrócony w stronę nadiru. Panele słoneczne będą więc zwrócone na Słońce a anteny HGA - na Ziemię.
-
Energii elektrycznej dostarczają dwa skrzydła fotoogniw słonecznych (Solar Array Paddle - SAP) ulokowane symetrycznie po bokach paneli bocznych -Y i +Y, na podwójnych wysięgnikach. System ten nie ma zdolności obracania się za Słońcem. W czasie startu był złożony na panelach bocznych. Każde skrzydło składa się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Całkowita powierzchnia paneli wynosi 12 metrów kwadratowych a rozpiętość - 6 metrów. W odległości 1 AU od Słońca dostarczają one 2.6 kW mocy a w odległości 1.4 AU od Słońca (maksymalna odległość podczas misji - 1.4 kW. W stosunku do sondy Hayabusa produkcja energii została zwiększona dwukrotnie dzięki większej wydajności ogniw. Wyprodukowanaenergia ładuje baterię litowo - jonową o pojemności 13.2 A/h. Sieć elektryczna jest wyposażona w regulatory z bezpiecznikami seryjnymi (Series Switching Regulator - SSR) chroniące przed skokami napięcia. Napięcie w sieci wynosi 50 V. Sonda może wznosić pracę nawet po całkowitej utracie zasilania (np na skutek braku oświetlenia paneli słonecznych spowodowanym błędną orientacją przestrzenną) gdy generowanie energii zostanie wznowione (zimny restart).
-
Jonowy system napędowy (Ion Egine System - IES) służy do uzyskiwania większych zmian szybkości w dużych okresach czasu, pozwalając na powolną zmianę kształtu orbity okołosłonecznej sondy. Jego masa bez paliwa wynosi około 70 kg. Obejmuje 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 51 litrów (około 73 kg) tego gazu w czasie startu. Silniki jonowe są tego samego typu co zastosowane w misji Hayabusa. Każdy z silników składa się ze źródła jonów, dwóch elektrod przyspieszających, oraz neutralizatora. Do wytwarzania plazmy w źródle jonów zastosowano źródło mikrofal. W innych rodzajach silników jonowych jako źródła jonów używano ładunku elektrycznego, co zmniejszało ich żywotność. Jonizacja jest dokonywana dzięki bombardowaniu jonów wiązką elektronów wytwarzaną na drodze rezonansu cyklotronowego. W stosunku do sondy Hayabusa w źródle jonów zastosowano rozwiązania zapobiegające problemom z "zapłonem" silnika. Jony są następnie przyspieszane do wysokich szybkości przez dwie elektrody w postaci siatek. Zostały one wykonane z kompozytu węglowo - węglowego. Dzięki temu są bardziej trwałe od konwencjonalnych elektrod wykonanych z molibdenu. Zasadnicze przyspieszenie jest dokonywane między dwiema siatkami. Ładunek ujemny na siatkach zapobiega 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 obraduje wiązkę jonów elektronami, wytwarzanymi przez to samo źródło mikrofal co użyte w źródle jonów. Pozwoliło to na zmniejszenie masy silników. Podczas misji Hayabusa zaobserwowano degradację neutralizatora po około 10 000 godzinach pracy. Tak więc w nowych silnikach zewnętrzne siany neutralizatorów zostały osłonięte przed plazmą. Ponadto zwiększono intensywność pola magnetycznego przyspieszającego elektrony, co pozwoliło na zmniejszenie napięcia używanego do przyspieszania elektronów. Pozwoliło to na zwiększenie trwałości silników do około 18 000 godzin.
Silniki jonowe znajdują się na elektromechanicznych układach pochylających pozwalających na zmianę orientacji wektora ciągu. Pozwala on na pochylanie silników o +/- 5 stopni. Jednorazowo można używać trzech silników. Wystarczy to do wykonania całej misji,. Czwarty silnik jest zapasowy. Trzy silniki pozwalają na uzyskanie ciągu na poziomie 28 mN (w przypadku misji Hayabusa było to 20 mN, tak więc ciąg został zwiększony o około 25%). Impuls właściwy wynosi 2800 s. Ciąg pojedynczego silnika wynosi około 10 mN. Pobór mocy wynosi 250 - 1 200 W w zależności od ilości używanych silników. Całkowita zmiana szybkości podczas misji jest szacowana na 2 km/s, co jest wartością porównywalną do misji Hayabusa, ale znacznie mniejszą niż w przypadku sond Deep Space 1 (4.3 km/s) i Dawn (10 km/s). Całkowity czas pracy napędu jonowego wyniesie 1.5 roku.
-
Chemiczny system napędowy (Reaction Control System - RCS) służy 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 służy do szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej i szybkości podczas oblotów planetoidy, wykonywania niskich przelotów nad powierzchnią, testów pobierania próbek, pozyskiwania próbek i kwaterowania za pomocą impaktora SCI. Umożliwia też utrzymanie pozycji bazowej w odległości 20 km od planetoidy. Służy ponadto do usuwania nadmiaru momentu pędu z kół reakcyjnych. Używa paliwa dwuskładnikowego. Obejmuje zbiornik paliwa (hydrazyny momonetylowej), zbiornik utleniacza (czterotlenku azotu), 12 silników, orurowanie oraz elektronikę kontrolną. Zbiorniki paliwa i utleniacza znajdują się na panelach wewnętrznych sondy. Silniki są rozmieszczone na panelu przednim (-X) i tylnym (-Z) w licznie 6 sztuk na panel. Mieszczą się w narożnikach każdego panelu oraz na środku jego dłuższych krawędzi. Pozwalają na wykonywanie manewrów o 6 stopniach swobody. Ciąg każdego silnika wynosi 20 N a impuls właściwy - 290 s. W czasie kontroli orientacji przestrzennej silniki pracują w trybie impulsowym a podczas manewrów korek trajektorii - w trybie pracy ciągłej.
-
Sonda jest stabilizowana trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and orbit Control System - AOCS) obejmuje 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 wchodzą: dwa szperacze gwiazd (Star Tracker - STT), dwie bezwładnościowe jednostki odniesienia (Inertial Reference Unit - IRU), cztery przyspieszeniomierze (Accelerometer - ACM), oraz cztery sensory Słońca o małej dokładności (Corase Sun Sensor - CSAS). Do sensorów nawigacyjnych używanych podczas zbliżania się do planetoidy oraz bliskich operacji przy planetoidzie zaliczają 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 jest śledzenie optyczne odłączanego znacznika celu (Target Marker - TM) oświetlonego przez odpowiednią lampę (Flash Lamp - FLASH). Służy do tego głównie kamera ONC-W1. Ponadto w czasie lądowań do pomiarów odległości do powierzchni i orientacji sondy względem niej używane są dwa sensory laserowe - wysokościomierz laserowy (Light Detector and Ranging - LIDAR) oraz dalmierz laserowy (Laser Range Finder - LRF). Nie użyto natomiast sensora wachlarza wiązek laserowych (Fan Beam Sensor - FBS), który nie sprawdził się podczas misji Hayabusa. sekwencja pracy poszczególnych instrumentów w czasie lądowań została zoptymalizowana na podstawie doświadczeń zebranych w trakcie poprzedniego lotu. Kamera ONC-T jest ponadto główną kamerą naukową. Kamery ONC-W1 i ONC-W2 również powalają na mapowanie planetoidy i badania jej kształtu. LIDAR jest ponadto instrumentem naukowym umożliwiającym uzyskanie globalnych map topograficznych i modeli kształtu planetoidy.
Dwa szperacze gwiazd STT znajdują się na panelu -X, w jego górnej części. Dostarczają podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Są to kamery elektroniczne uzyskujące obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu jest obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym. W stosunku do sondy Hayabusa system ten został w pełni podwojony.
-
Dwie bezwładnościowe jednostki odniesienia IRU (jedna zapasowa) zawierają żyroskopy. Pozwalają na pomiary przyspieszeń kątowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.
Cztery przyspieszeniomierze ACM (jeden zapasowy) umożliwiają pomiary przyspieszeń liniowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.
Cztery sensory słońca CSAS były używane po po starcie. Ponadto mogą być wykorzystywane w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce, dziki czemu jej panele słoneczne są stale oświetlone.
Kamery nawigacyjne ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 są używane podczas fazy zbliżania się do planetoidy. Pozwalają na jej fotografowanie na tle gwiazd, co umożliwia wyliczenie jej pozycji względem sondy i zaplanowanie korekt trajektorii. Ponadto są wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie bazowej pozycji względem planetoidy oraz podczas jej oblotów. W czasie uwalniania lądowników kamera ONC-W1 pozwoli na ich sfotografowanie po odłączeniu, a kamera ONC-W2 - na ich obrazowanie podczas opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Pozwoli to na zrekonstruowanie trajektorii lądowania tych pojazdów. Na powierzchni lądowniki zostaną zlokalizowane dzięki zdjęciom z kamery ONC-T uzyskanym z odległości około 1 km.
W czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 będzie głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Będzie wtedy używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Zostanie on odłączony na wysokości około 100 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a następnie opadnie swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadnie na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie zostanie odłączony podczas próbnego lądowania). Pomiary będą polegały na fotografowaniu TM za pomocą ONC-W1. TM będzie oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Będzie ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwoli na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpocznie pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwoli na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta zostanie wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.
Dane ze wszystkich trzech kamer są obrabiane przez wspólną jednostkę elektroniki (Optical Navitaion Cameras Eletronics - ONC-E) pozywającą na uzyskanie informacji nawigacyjnych. Komunikuje się ona z elektroniką AOCP.
-
Znaczniki celu TM znajdują się na panelu -Z sondy, w obrębie pierścienia łączącego z górnym stopniem rakiety. Są zamocowane za pomocą zwalnianych pierścieni. Mają kształt kul o średnicy 100 mm. Ich konstrukcja miała postać worka wypełnione granulatem. Powierzchnia jest pokryta tkaniną o wysokiej odbijalności, dzięki czemu bardzo dobrze odbijają światło lampy FLASH. Tak więc znaczniki na obrazach z kamery ONC-W1 tworzą jasne plamy. Sonda posiadała 5 znaczników, o 2 więcej niż w przypadku sondy Hayabusa. Wiązało się to z koniecznością zapewnienia wysokiej precyzyjnie lądowania w obrębie krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Krater będzie miał średnicę maksymalnie 2 metrów, tak więc w jego otoczeniu zostaną zrzucone trzy znaczniki. Podczas lądowań w innych miejscach używane będzie po jednym znaczniku.
-
Wysokościomierz laserowy LIDAR pozwala na pomiary odległości od powierzchni w zakresie od 25 km od 30 metrów. W dużej odległości od planetoidy dane te będą używane do planowania manewrów. Podczas lądowań będą wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.
Dalmierz laserowy LRF znajduje się na panelu -Z w obrębie łącznika z górnym stopniem rakiety. Jest to pojedyncza jednostka obejmująca pięć diod laserowych oraz pięć detektorów w postaci fotodiod. Cztery emitowane wiązki będą odbijać się od powierzchni planetoidy, a następnie będą rejestrowane przez detektory. Pozwoli to na wyznaczenie odległości od powierzchni i tempa opadania. Ponadto wiązki są zorientowane pod kątem 30 stopni w stuku do kierunku pionowego (osi Z sondy), co pozwoli na określenie orientacji sondy względem lokalnego kierunku pionowego na planetoidzie na podstawie różnic odległości mierzonych za pomocą poszczególnych wiązek. Dzięki temu sonda może autonomicznie kontrolować swoją orientację przestrzenną względem nierównej powierzchni i opadać na nią całkowicie pionowo. Urządzenie to będzie wykorzystywane do pomiarów wysokości i tempa opadania na wysokościach od 100 do 5 metrów. Do pomiarów orientacji względem powierzchni będzie wykorzystywane na wysokości poniżej 35 metrów. Będzie wykonywało wtedy cztery pomiary które będą wykorzystywane do korekt orientacji pojazdu względem powierzchni. Piąta wiązka odbija się od końca tuby systemu do pobierania próbek SMP. Umożliwi zarejestrowanie skrócenia się tuby SMP po uderzeniu w powierzchnię i tym samym pozwli na potwierdzenie kontaktu z powierzchnią planetoidy.
Jednostka elektroniki AOCP odbiera i obrabia dane z sensorów nawigacyjnych. Jest oparta na procesorze HR5000S. Dane z STT, CSAS i IRU są 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 kamer nawigacyjnych, LIDAR, LRF i ACM przechodzą przez filtr danych nawigacyjnych a następnie są dostarczane do elektroniki sterującej orientacją sondy. Ta ostatnia odbiera również informacje z estymatora orientacji przestrzennej i elektroniki kontroli orientacji przestrzennej. Stremuje 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.
-
System komend i zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - CDHS) pozwala 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. Jest oparty na centralnej jednostce odróbki danych (Central Processing Unit - CPU) zawierającej procesorze COSMO16. CPU komunikuje się z modułami peryferyjnymi (Peripheral Interface Modules - PIM) łączącymi się z poszczególnymi podsystemami sondy. Ponadto sonda posiada rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) pozwalający na zapisywanie danych przed ich transmisją na Ziemię. Ma on pojemność 1 gigabita.
-
System komunikacyjny obejmuje antenę wysokiego zysku pracującą w paśmie X 8 GHz (X-band High Gain Antenna - X-HGA), antenę wysokiego zysku pracującą w paśmie Ka 32 GHz (Ka-band High Gain Antenna - Ka-HGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), trzy anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) oraz system nadawczo - odbiorczy pasm X i Ka. W stosunku do sondy Hayabusa zastosowano dodatkową antenę Ka-HGA oraz zrezygnowano z łączności w paśmie S za pomocą anten LGA. Obie anteny wysokiego zysku są antenami planarnymi, dzięki czemu mają mniejszą masę od anteny parabolicznej sondy Hayabusa przy podobnej średnicy.
Antena X-HGA znajduje się na panelu górnym sondy (+Z). Jest podstawą anteną używaną do łączności z wysoką szybkością (do 32 kbps). Pozwala na odbiór komend z Ziemi, na transmisję danych naukowych i inżynieryjnych oraz na pomiary nawigacyjne. W obu łączach używane jest pasmo X.
Antena Ka-HGA znajduje się również na panelu +Z, obok anteny X-HGA. Pozwala na łączność z szybkością do 32 kbps. Jest systemem zapasowym w stosunku do X-HGA. Ponadto umożliwia z nią jednoczesną transmisję, co pozwala na przesłanie większej ilości danych w tym samym czasie. Umożliwia również prowadzenie jednościeżkowych dopplerowskich pomiarów nawigacyjnych (Delta-Differential One-way Ranging - DDOR) z większą precyzją. Dane z Ziemi przysnuje w paśmie X. Dane na Ziemię wysyła w paśmie Ka. W Japonii znajduje się tylko jedna stacja naziemna obsługująca pasmo Ka, w miejscowości Usuda (antena średnicy 54 m). W związku s tym konieczne jest wykorzystywanie amerykańskich stacji sieci DSN w Canberrze, New Norcia i Madrycie oraz sieci ESA ESTRAK w Cebreros i New Norcia.
Antena MGA znajduje się na panelu +Z. Jest umieszczona na mechanizmie pochylającym pozycjonującym ją w dwóch osiach. Pracuje w paśmie X. Pozwala na transmisję danych inżynieryjnych i odbieranie komend ze średnimi szybkościami (do 256 bps). W stosunku do anten wysokiego zysku ma jednak szersze pole widzenia (18 stopni), dzięki czemu nie wymaga precyzyjnego pozycjonowania sondy na Ziemię. Umożliwia więc łączność w czasie gdy anteny wysokiego zysku nie są zwrócone na stacje naziemne.
Jedna z anten LGA znajduje się na panelu górnym +Z, a dwie dalsze - na panelu bocznym -Y. Wszystkie one pracują w paśmie X. Mają szerokie pole widzenia, dzięki czemu umożliwiają łączność podczas poważnych problemów i w trybie bezpiecznym, gdy orientacja przestrzenna sondy nie jest precyzyjnie znana. Umożliwiają odbiór komend oraz transmisję danych inżynieryjnych z niską szybkością (8 bps) oraz transmisję sygnału radiolatarni.
-
Kontrolę temperatury wewnętrznej umożliwiają zarówno elementy czynne jak i bierne. Powierzchnia sondy oraz anteny wysokiego zysku są pokryte izolacją wielowarstwową. Elementy elektroniczne posiadają grzejniki elektryczne pozwalające na uzyskanie temperatury roboczej oraz zapobiegającej ich degradacji. Nadmiar ciepła produkowany przez elektronikę jest przenoszony do radiatorów za pomocą płyt i kapilar cieplnych, a następnie wypromieniowywany w przestrzeń kosmiczną. Radiatory rozmieszczono na panelach -X, +Y oraz -Y.
-
System komunikacji z kamerą odłączaną DCAM3 obejmuje dwie anteny (DCAM3 Antenna 1, 2 - DCAM3-ANT1, 2) umieszczone na panelu górnym (+Z) od strony +X. Pozwala on na odbiór danych dostarczanych przez to urządzenie, nie posiada natomiast funkcji transmisji komend. Odebrane dane są obrabiane przez kontroler kamery odłączanej (Deployacle Camera Controller - CAM-C) mieszczący się we wnętrzu sondy i przesyłane do systemu informatycznego sondy. CAM-C kontroluje również stan kamery przed odłączeniem i inicjuje proces jej wypuszczania.
-
System komunikacji z lądownikami (OME) obejmuje pojedynczą antenę (OME Antenna - OME-A) oraz układ elektroniczny (OME Electronics - OME-E). Pozwala on na łączność z pojazdami MASCOT, MINERVA II-1A, MINERVA II-1B oraz MINERVA II-2. Pracuje w paśmie UHF. Pozwala na odbiór danych oraz transmisję komend. Antena OME-A znajduje się na panelu dolnym (-Z) sondy, w obrębie łącznika z górnym stopniem rakiety. Jest to antena typu heliakalnego. Elektronika OME-E mieści się w pojedynczej prostopadłościennej obudowie umieszczonej we wnętrzu sondy. Obejmuje system nadawczo - odbiorczy, pamięć, system regulacji i dystrybucji zasilania oraz elementy kontrolne. Komendy przeznaczone do wysłania do lądowników są odbierane przez system komunikacyjny sondy, a następnie przesyłane do pamięci OME-E. Następnie są przesyłane do systemu nadawczo - odbiorczego i wysyłane przez antenę OME-A. Dane odbierane z lądowników są demodulowane, zapisywane w pamięci a następnie przesyłane do systemu komputerowego sondy za pomocą interfejsu PIM (Protocol-Independent Multicast).
-
Na sondzie znajduje się pojedyncza kamera inżynieryjna (CAM-H) pozwalająca na filmowanie procesu uderzenia końca tuby systemu do pobierania próbek w grunt i wzlotu sondy. Znajduje się w dolnej części panelu bocznego -Y. Jest to pojedyncza jednostka złożona z miniaturowego soczewkowego systemu optycznego oraz zespołu detektora. Znajduje się w prostopadłościennej obudowie. Jest umieszczone na małej podstawie w kształcie klina pozwalającej na jej skierowanie pod kątem w stosunku do panelu bocznego. Tym samym pole widzenia obejmuje końcową część tuby instrumentu SMP oraz fragment łącznika z górnym stopniem rakiety. Detektorem jest układ CMOS wyposażony w maskę filtrów Bayera umożliwiającą uzyskiwanie obrazów barwnych. Powierzchnia kamery jest pokryta izolacją wielowarstwową. Urządzenie to zostało opracowane przez JAXA. Fundusze na ten cel zostały zebrane podczas publicznej zbiórki pieniędzy. Była to część akcji edukacyjnej mającej zainteresować społeczeństwo misją. W czasie zbiórki zebrano 26 mln jenów. Koszty opracowania kamery wyniosły około 12 mln jenów. Reszta funduszy została przeznaczona na modernizację stacji naziemnych.
Na sondzie znajdują się ponadto chipy z nazwiskami i krótkimi przekazami ludzi z całego świata zebranymi podczas akcji promocyjnej misji. Na jednym ze znaczników celu umieszczono hipy z około 180 000 nazwisk a w kapsule powrotnej - zestaw chipów z około 230 000 nazwisk.
-
KAPSUŁA POWROTNA SRC
Kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC) znajduje się na mechanizmie odłączającym umieszczanym na panelu przednim (-X) sondy. Interfejs z sondą obejmuje klamry Mermana pozwalające na odrzucenie kapsuły z odpowiednią szybkością oraz zwojnicę heliakalną najadającą jej ruch obrotowy. Rotacja pozwala na zachowanie stabilności orientacji przestrzennej w trakcie dalszego lotu. Kapsuła nie posiada żadnych aktywnych systemów pozwalających na stabilizację lotu. Siła z którą kapsuła jest wyrzucana została zwiększona w stosunku do misji Hayabusa. Zastosowano również rozwiązania zmniejszające błędy. Ponadto interfejs obejmuje kable zasilana i wymiany danych. Posiada też system mechaniczny pozwalający na wsunięcie odbiornika próbek do znajdującego się we wnętrzu kapsuły pojemnika oraz na jego zamknięcie za pomocą zespołu obejmującego pokrywę pojemnika z uszczelką aluminiową i centralną sekcję ablatora modułu instrumentalnego.
Kapsuła charakteryzuje się konstrukcją analogiczną do kapsuły sondy Habaysa. Ma nieznacznie większą masę (19 kg w stosunku do 16.5 kg). Wiarygodność jej systemów została jednak znacznie zwiększona. Jej średnica wynosi 400 mm a wysokość - 200 mm. W jej skład wchodzi system ochrony termicznej (Thermal Protection System - TPS) oraz moduł instrumentalny (Instrument Module - IM).
System TPS obejmuje osłonę górną (Aft Heatshield) i osłonę dolną (Forebody Heatshield). Są one odrzucane na wysokości około 5 km. Osłona górna stanowi jednocześnie osłonę spadochronu. Ma kształt ściętego stożka. Jest wykonana z plastiku wzmocnionego włóknem węglowym (Carbon Fiber Reinforced Platic - CFRP) pokrytego ablatorem w postaci żywicy węglowo - fenolowej (Carbon Phenoric Resin - CPR). Właściwości ablatora zostały zoptymalizowane na podstawie analiz osłon z misji Hayabusa. Na jej górnej części znajduje się wycięcie w które wpasowany jest dwuczęściowy ablator bezpośrednio osłaniający górną część modułu instrumentalnego. Osłona górna jest połączona za pomocą linek z rękawem spadochronu znajdującego się na IM. Po odrzuceniu ściąga rękaw, który pozostaje do niej przymocowany.
Osłona dolna ma kształt czaszy. Podobnie jak osłona górna jest wykonana z plastiku wzmocnionego włóknem węglowym CFRP pokrytego ablatorem węglowo - fenolowym. Powierzchnia zewnętrzna jest ponadto pokryta izolacją wielowarstwową niwelującą zmiany temperatur podczas lotu międzyplanteranego. Po wejściu w atmosferę ulega ona szybkiemu rozpadowi. Na wewnętrznej stronie osłony dolnej umieszczono dwa mechanizmy pirotechniczne pozwalające na odrzucenie obu osłon i uwolnienie modułu instrumentalnego. Jednocześnie mechanizmy pirotechniczne zwalniają blokady zabezpieczające spadochron, co pozwala na jego swobodne rozłożenie.
-
Moduł instrumentalny IM stanowi właściwą część kapsuły. Jego środkową część stanowi prostopadłościenna obudowa wyposażenia wykonana ze stopu aluminium. W centrum obudowy znajduje się aluminiowy pojemnik na odbiornik próbek. Pod nim znajduje się system nadawczy radiolatarni oraz antena radiolatarni wyciągana po odrzuceniu osłony dolnej.
Radiolatarnia umożliwia transmisję sygnału umożliwiającego namierzenie kapsuły. Rozpoczyna się ona po odrzuceniu osłon i trwa po lądowaniu aż do wyczerpania baterii. Wokół pojemnika znajdują się płyty elektroniki oraz bateria. System elektroniczny kapsuły jest oparty na jednostkach FPGA (Field Programmable Gate Array). W stosunku do sondy Hayabusa został przeprojektowany, ponieważ niektóre użyte wtedy komponenty nie są już produkowane. Wszystkie komponenty dostarczone przez producentów komercyjnych zostały rygorystycznie przetestowane. Odrzucenie osłony termicznej i rozłożenie spadochronu w odpowiednim punkcie trajektorii umożliwia przyspieszeniomierz. Ponadto jako system zapasowy zastosowano zegar wyzwalający odrzucenie osłon w przypadku awarii przyspieszeniomierza. W misji Hayabusa nie był on używany. Zmodyfikowano również obwody uruchomiające ładunki pirotechniczne (Ignition Box - IG-BOX) w celu zwiększenia ich niezawodności.
Górna część obudowy jest zamknięta przez blok ablatora węglowo - fenolowego (Support Ablator) wpasowany w wycięcie w osłonie górnej. W środku ablatora znajduje się kolisty otwór odsłaniący wnętrze pojemnika na odbiornik próbek. Przez otwór wysuwany jest odbiornik. Następnie jest on blokowany we wnętrzu pojemnika za pomocą klamer. Potem pojemnik jest zamykany zatyczką złożoną z aluminiowej pokrywy pojemnika wyposażonej w aluminiową uszczelkę oraz stożkowatej sekcji złożonej z ablatora węglowo - fenolowego czyli ablatora samplera (Sampler Ablator). Aluminiowa uszczelka pokrywy pojemnika zapobiega dostawaniu się do niego gorących gazów w czasie lotu atmosferycznego. W misji Hayabsa zastosowano tym celu podwójną uszczelkę z tworzywa sztucznego, która uległa jednak znacznej deformacji. Ponadto wysoka szczelność uszczelki pozwala na zachowanie w pojemniku substancji lotnych, takich jak gazy szlachetne. Do pojemnika wprowadzono więc igłę pozwalają na pobranie próbek gazów w trakcie lądowań na planetoidzie. Zatyczka jest blokowana przez klamry znajdujące się na brzegach pojemnika.
Sam pojemnik na odbiornik próbek ma kształt cylindryczny. Największa średnica wynosi 12 cm a wysokość - 13 cm. Większość jego elementów jest wykonana ze stopu aluminium A6061 pokrytego czystym aluminium. Stykające się elementy narażone na tarcie są pokryte tuframem i teflonem. Pokrywa pojemnika składa się z pokrywy dolnej z uszczelką i mechanizmem umożliwiającym otwarcie pojemnika (ze sprężynami pokrytymi MoS2) po odzyskaniu kapsuły oraz z pokrywy górnej wyposażonej w zatrzaski mocujące. Cały pojemnik jest zamocowany we wnętrzu obudowy za pomocą zatrzasków i jest demontowany po odzyskaniu kapsuły.
Dolna część modułu IM ma kształt misy. Jest wykonana ze stopu aluminium. Stanowi izolator na którym moduł ląduje w prawidłowych warunkach. Jednocześnie stanowi pojemnik spadochronu. Spadochron jest spakowany w rękawie zwiniętym po wewnętrznej stronie izolatora, wokół obudowy wyposażenia. Jest przymocowany do obudowy wyposażenia za pomocą dwóch linek przyłączonych za pomocą kotwic. Jest to spadochron typu krzyżowego. Po lądowaniu kotwice mogą być zwolnione przez odpowiedni mechanizm, co pozwala na odrzucenie spadochronu. Rozwiązanie takie nie zostało zastosowane w misji Hayabusa. Zapobiega wleczeniu modułu instrumentalnego po ziemi przez wiatr. Analizy spadochronu z misji Hayabusa wykazały, że materiał z którego jest wykonany nie ulega znaczniej degradacji podczas lotu międzyplanetarnego.
-
Kapsuła posiada jeden instrument inżynieryjny - moduł pomiarów parametrów wejścia w atmosferę i lądowania (Reentry Flight Measurement Module - REMM), nieobecny w kapsule sondy Hayabusa. Pozwala on na zarejestrowanie danych na temat temperatur we wnętrzu kapsuły oraz jej przyspieszeń i zmian orientacji przestrzennej (tempa rotacji wzdłuż trzech osi). Pomiary są prowadzone przez 420 s w trakcie lądowania. Dane są zapisywane w pamięci wewnętrznej i odczytywane po odzyskaniu modułu IM. Tym samym REMM pozwala na scharakteryzowanie dynamiki wejścia kapsuły w atmosferę i lotu atmosferycznego na potrzeby przyszłych misji. W jego skład wchodzi jednostka do pomiarów rotacji (Rate Sensor Unit), jednostka do pomiarów przyspieszenia (Acceleration Sensor Unit), zestaw sensorów temperatury (Temperature Sensor Unit) oraz elektronika.
Jednostka do pomiarów rotacji mieści się na karcie elektroniki o wielkości 35 x 20 mm znajdującej się na zewnętrznej powierzchni obudowy wyposażenia IM. Pozwala na pomiary tempa rotacji kapsuły w zakresie +/- 200º/s wzdłuż 3 osi. Częstotliwość próbkowania wynosi 125 Hz. Losowy błąd pomiarów jest mniejszy od 0.1º/s (1 sigma), błąd instrumentalny jest mniejszy od 0.6º/s, a nieliniowość znajduje się na poziomie 0.5%.
Jednostka do pomiarów przyspieszenia znajduje się na karcie elektroniki o wymiarach 24 x 27 mm, umieszczonej również na zewnętrznej stronie obudowy wyposażenia modułu IM. Pozwala na pomiary przyspieszenia w zakresie od -50 G do +50 G wzdłuż trzech osi. Częstotliwość próbkowania wynosi 125 Hz. Losowy błąd pomiarów jest mniejszy od 0.1 G (1 sigma), błąd instrumentalny jest mniejszy od 0.25 G, a nieliniowość znajduje się na poziomie mniejszym od 0.2%.
Zestaw sensorów temperatury obejmuje 13 czujników, z których 9 monitoruje temperaturę osłony górnej i dolnej oraz modułu IM, a 4 mierzą temperaturę poszczególnych komponentów REMM. Temperatury są mierzone w zakresie od -50ºC do +600ºC. Częstotliwość próbkowania wynosi 1 Hz. Błąd pomiarów wynosi +/- 3ºC w zakresie od -50ºC do +400ºC i +/- 8ºC w zakresie od +400ºC do +600ºC.
Elektronika REMM jest niezależna od elektroniki kapsuły. Komunikuje się z nią za pomocą pojedynczego interfejsu przez który przesyłany jest sygnał rozpoczynający pomiary. Znajduje się na płycie o wymiarach 190 x 120 mm umieszczonej na szczycie stosu płyt elektroniki IM. Obejmuje centralną jednostkę obróbki danych (Central Processing Unit - CPU), baterię i obwody rozprowadzające zasilanie oraz moduły pamięci. CPU obsługuje sensory wchodzące w skład REMM, obrabia dostarczane przez nie dane i monitoruje stan instrumentu. System zasilania REMM jest całkowicie niezależny od systemu zasilania kapsuły. Obejmuje baterię chemiczną. Dane są zapisywane przez dwa rejestratory FLASH o pojemności 8 megabitów. Jeden z nich jest zapasowy.
-
IMPAKTOR SCI
Miniaturowy impaktor pokładowy (Small Cary-on Impactor - SCI) jest odłączanym, pracującym autonomicznie elementem pozwalającym na wytworzenie sztucznego krateru w powierzchni planetoidy. Celami tej operacji są: umożliwienie pobrania próbki materiału słabo zmienionego przez pogodę kosmiczną i nagrzewanie; oszacowanie właściwości mechanicznych powierzchni planetoidy; oraz prześledzenie procesu powstawania krateru w warunkach bardzo słabej grawitacji. Ponadto obserwacje krateru pozwolą na oszacowanie procesów towarzyszących powstawania kraterów na planetoidach - wstrząsów sejsmicznych i usuwania powierzchniowej warstwy regolitu. Tym samym dostarczą informacji na temat obecnego stanu fizycznego powierzchni planetoidy i odniesienia jej do jej ewolucji jako przykładu prymitywnego ciała będącego analogiem planetozymali. Obserwacje krateru pozwolą też na określenie stopnia zmian jakie powoduje pogoda kosmiczna oraz na określenie struktury warstw podpowierzchniowych odsłoniętych na ścianach krateru. Karter będzie miał średnicę maksymalnie 2 metrów.
SCI znajduje się on na panelu dolnym sondy (-Z), w centrum łącznika z górnym stopniem rakiety. Jest połączony z nią za pomocą pierścieniowego interfejsu odłączającego. Jest to system tego samego typu co użyty w przypadku kapsuły SRC. Obejmuje klamry Mermana pozwalające na odrzucenie SCI z odpowiednią szybkością oraz zwojnicę heliakalną najadającą mu ruch obrotowy. Rotacja pozwala na zachowanie stabilności orientacji przestrzennej w trakcie dalszego lotu. Impaktor nie posiada żadnych aktywnych systemów pozwalających na stabilizację lotu. Ponadto interfejs obejmuje kable zasilana i wymiany danych.
Z powodu małej masy i rozmiarów impaktora wytworzenie krateru nie jest możliwe za pomocą samej energii kinetycznej. Zastosowanie silnika rakietowego przyspieszającego impaktor znacznie zwiększyłoby jego masę i stopień skomplikowania. Ponadto czas jego przyspieszania byłby stosunkowo długi, co wprowadziłoby liczne błędy. Tak więc w celu uzyskania wysokiej energii kinetycznej zastosowano materiał wybuchowy. Dzięki temu impaktor jest mały, prosty i wiarygodny. Może uderzyć w planetoidę bez zastosowania systemu naprowadzania i kontroli trajektorii. Po oddzieleniu impaktor jest stabilizowany obrotowo. Zapewnia to stabilny lot do czasu detonacji ładunku. W momencie detonacji stabilność nie jest jednak istotna.
SCI ma kształt cylindra o średnicy 300 mm i wysokości 300 mm (wraz z układem oddzielającym). Całkowita masa tego urządzenia bez systemu oddzielającego wynosi 15 kg. Jego konstrukcja mechaniczna obejmuje szerszą obudowę dolną o wysokości 152 mm w której umieszczono zestaw z ładunkiem wybuchowym oraz węższą obudowę górną o wysokości 65 mm mieszczącą system elektroniczny, baterię i grzejnik. Urządzenie nie posiada systemu komunikacyjnego oraz systemu kontroli orientacji przestrzennej.
-
Zespół z ładunkiem wybuchowym obejmuje metalową obudowę w kształcie stożka wypełnioną substancją wybuchową. Ma on średnicę 300 mm, wysokość 170 mm i całkowitą masą 9 kg z czego materiał wybuchowy stanowi 4.5 kg. Materiałem wybuchowym jest tetranitramina cyklotetrametylenowa (High Melting Explosive - HMX, oktogen). Jest to jeden z najpotężniejszych materiałów wybuchowych, co pozwoliło na uzyskanie bardzo wysokiego przyspieszenia a tym samym dużej energii kinetycznej. Ponadto materiał ten jest mało wrażliwy na czynniki zewnętrzne, dzięki czemu jest bardzo bezpieczny. Czysty HMX ma postać proszku co sprawia że jest niewygodny w użyciu. Dlatego też do jego związania zastosowano niewielką ilość polimeru co utworzyło materiał typu PBX (Polymer Bonded Explosive). Podstawa stożka jest zamknięta miedzianą podkładką w kształcie płaskiego dysku. Ma ona masę 2.5 kg. Detonacja materiału wybuchowego rozrywa impaktor i wyrzuca podkładkę z bardzo wysoką energią. Uwolniona energia deformuje ją. Powstała fala uderzeniowa dociera najpierw do środka podkładki. Powoduje to, że środkowa część jest deformowana - wydyma się do przodu (tzw. zimne kucie). Dzięki temu podkładka przyjmuje kształt półsferyczny. Tak powstały pocisk stanowi penetrator uformowany przez eksplozję (Explosively Formed Penetrator - EFP). Ma on masę około 2 kg. Leci następnie z szybkością ponad 2000 m/s i zderza się z powierzchnią planetoidy wybijając w niej krater. Zastosowanie pocisku pustego w środku pozwala na uzyskanie dużej średnicy krateru, co ułatwia lądowanie w jego obrębie. Użycie pocisku wypełnionego wytworzyłoby głębszy krater, ale o znacznie mniejszym rozmiarze. Kształt pocisku został zoptymalizowany dzięki odpowiedniemu doborowi kształtu i grubości podkładki. Czas przyspieszania i deformacji podkładki jest krótszy od 1 ms, tak więc odległość od planetoidy w której nastąpi faza przyspieszania może być mała. Dzięki temu również powstały pocisk leci po trajektorii niewiele odbiegającej od trajektorii impaktora. Podkładka mogła być wykonana z metalu o dużej rozciągliwości, takiego jak tantal, żelazo lub miedź. Zastosowanie czystej miedzi zapobiega zanieczyszczeniu próbek. Czysta miedź może być znaleziona tylko w materiale pochodzenia ziemskiego, dzięki czemu jest łatwo identyfikowalna.
-
System zasilania obejmuje baterię chemiczną.
System elektroniczny SCI obejmuje monitor oddzielenia od sondy sekwenser, system dystrybucji zasilania oraz system zabezpieczający i uzbrajający (Safe and Arm Device - SAD). Monitor oddzielenia pozwala na zainicjowanie autonomicznej sekwencji pracy SCI. Sekwenser uzbrojenie i detonację materiału wybuchowego. System SAD pozwalał na bezpieczną pracę z zespołem wybuchowym w czasie montażu oraz zabezpiecza materiał wybuchowy podczas slotu. Zawiera również detonator. Jest połączony z wierzchołkiem stożka z materiałem wybuchowym. W trybie bezpiecznym oddziela on detonator od materiału wybuchowego. Uzbrojenie następuje dopiero po odłączeniu impaktora od sondy. Sekwencja uzbrojenia i odpalenia ładunku jest przesyłana do elektroniki SCI z sondy za pomocą odpowiedniego okablowania. Jest ono przecinane przez przecinak kabli w czasie odłączania SCI.
System kontroli temperatury obejmuje grzejnik elektryczny obsługujący elektronikę oraz wielowarstwową izolację termiczną pokrywającą zewnętrzną powierzchnię impaktora.
W czasie prac nad impaktorem planowana szybkość pocisku oraz zdolność wytwarzania krateru zostały przetestowane za pomocą małego modelu o średnicy 50 mm i masie 150 g. Powstały pocisk miał średnicę około 20 mm i masę 30 g a jego szybkość przekroczyła wymagane 2000 m/s. Celem zderzenia był piasek rzeczny. Powstały krater miał średnicę 600 mm i głębokość 110 mm. Te wyniki oraz wcześniejsze testy mikrograwitcyjne i symulacje pozwoliły na oszacowanie średnicy krateru wytworzonego na planetoidzie na około 2 metry. W przypadku nieprawidłowego zaprojektowania zespołu wybuchowego szybkość i kształt powstałego pocisku mogłoby być nieregularne. Mógłby on rozpaść się na kawałki lub też precyzja zderzenia byłaby mała. Dlatego też w celu zweryfikowania projektu wykonano serię testów na dużym dystansie lotu. Na początku zespół wybuchowy został zaprojektowany na bazie symulacji numerycznych. Następnie wykonano testy na dużym dystansie (około 100 metrów). Kształt i szybkość powstających pocisków były rejestrowane za pomocą szybkich kamer. Analiza celu zderzenia oraz ustawionego przed nim ekranu pozwalała na wyznaczenie kierunku lotu. Sposób deformacji podkładki był zgodny z przewidywaniami a szybkość pocisku była bliska 2000 m/s. Odchylenie kierunku lotu od kierunku planowanego było mniejsze od 1 stopnia.
Impaktor został opracowany przez JAXA.
-
KAMERA DCAM3
Kamera uwalniana 3 (Deployable Camera 3 - DCAM3) jest niewielkim urządzeniem odłączanym od sondy. Pozwala na wykonanie obrazowania eksplozji impaktora SCI, zderzenia pocisku z powierzchnią planetoidy i opadania wyrzuconej materii w czasie gdy sonda wykona manewry pozwalające na schowanie się po drugiej stronie planetoidy. Tym samym urządzenie to pozwoli na bezpośrednią obserwację powstawania sztucznego krateru mimo konieczności oddalenia sondy od miejsca eksplozji impaktora w celu uniknięcia zderzenia z jego odłamkami. Obrazy z kamery pozwolą na określenie pozycji impaktora względem planetoidy w czasie ekspozycji, wielkości wachlarza materii wyrzuconej podczas zderzenia, szybkości poruszania się materiału w jego obrębie (lub dużych wyrzuconych fragmentów) oraz kąta jego opadania. Ponadto możliwe jest, że kamera będzie mogła obserwować pył (wyrzut o małej szybkości) w swoim otoczeniu przez kilka godzin po zderzeniu. Obserwacje wachlarza materii dostarczą informacji na temat właściwości mechanicznych warstw podpowierzchniowych oraz na temat dynamiki opadania materii na małej planetoidzie. Informacje te w połączeniu z późniejszymi obserwacjami krateru i wyrzutów materii za pomocą instrumentów ONC-T, NIRS3 i TIR dostarczą podstawowych danych na temat wyrzutów materii i świeżego materiału odsłoniętego we wnętrzu krateru. Wraz z wynikami testów laboratoryjnych i symulacji wszystkie te obserwacje pozwolą na oszacowanie właściwości fizycznych materiału podpowierzchniowego oraz na dostosowanie zasady skalowania (zależności między wielkością i głębokością krateru a odległością w której lądują wyrzucone fragmenty) dla małej planetoidy. Dynamika opadania wyrzutów materii w środowisku o małej grawitacji jest bowiem słabo poznana. Tym samym będzie możliwe określenie głębokości z jakiej zostały wybite próbki pozyskane z obszaru pokrytego wyrzuconą materią. Podczas interpretacji wyników badań próbek będzie to bardzo istoty czynnik. Ponadto dane na temat dynamiki zdarzenia i zasady skalowania na małej planetoidzie będą istotne dla modeli akrecji w młodym Układzie Słonecznym, w okresie w którym zderzenia prowadziły do powstawania coraz większych obiektów.
DCAM3 znajduje się na systemie oddzielającym umieszczonym na panelu górnym (+Z) sondy, od strony -X. Interfejs ten obejmuje system oddzielający, kable zasilania i wymiany danych oraz przecinak kabli. System oddzielający pozwala na nadanie urządzeniu ruchu obrotowego, co zapewnia stabilny lot. Rotuje ono w tempie 60 -120 stopni na sekundę. Konstrukcja urządzenia bazuje na kamerach DCAM1 i DCAM2 demonstratora żagla słonecznego Ikaros, przy czym w przeciwieństwie do tych urządzeń zastosowano w nim dwa systemy obrazujące. Rozdzielczość i jakość obrazów zostały również zwiększone. W skład DCAM3 wchodzi: szerokokątny system obrazujący (DCAM3-D), wąskokątny system obrazujący (DCAM3-A), system zasilania oraz system komunikacyjny. Wszystkie komponenty są zainstalowane w pojedynczej cylindrycznej obudowie.
Kamera szerokokątna DCAM3-D jest głównym systemem obrazującym, pozwalającym na uzyskanie wszystkich celów stawianych przed urządzeniem. Jej pole widzenia ma wymiary 74 x 74 stopnie. Stosunkowo duża szerokość pola widzenia danej dużą pewność zobrazowania detonacji SCI i powstawania krateru mimo braku możliwości kontroli orientacji przestrzennej urządzenia po odłączeniu i błędów powstających podczas jego uwalniania. W jej skład wchodzi soczewkowy układ optyczny oraz zespół detektora. Układ optyczny znajduje się w cylindrze o średnicy 30 mm i długości 40 mm. Wystaje on z otworu na przedniej ścianie obudowy urządzenia. Stosunek ogniskowej wynosi 1.7. Instrument pracuje w zakresie światła widzialnego 450 - 750 nm. Soczewki skupiają światło na detektorze CMOS o wymiarach 2000 x 2000 pikseli, z czego do obrazowania wykorzystywany jest fragment o wymiarach 1092 x 1092 piksele, a pozostała część służy do transferu klatek. Dane z detektora są przetwarzane przez system odzyskiwania informacji i wysyłane do systemu komunikacyjnego. Dane są ucyfrawiane do 8 bitów na piksel. Instrument dostarcza obrazów monochromatycznych. Maksymalne tempo uzyskiwania obrazów to 1 zdjęcie na sekundę. Rozdzielczość przestrzenna z odległości 1000 metrów wynosi 0.65 metra na piksel. Całkowita ilość danych dostarczonych przez tą kamerę wyniesie około 5 gigabitów (po kompresji).
Kamera wąskokątna DCAM3-A jest dodatkowym systemem obrazującym. Pozwala na uzyskanie nielicznych obrazów o rozdzielczości wyższej niż w przypadku DCAM3-D. Podobnie jak DCAM3-D składa się z systemu optycznego oraz zespołu detektora. System optyczny mieści się w cylindrze umieszczonym koło optyki DCAM3-D. Detektorem jest również CMOS wytwarzający obrazy monochromatyczne w zakresie światła widzialnego.
System zasilania obejmuje baterie chemiczną. Pozwala na pracę przez kilka godzin po oddzieleniu. Kamera będzie działała aż do wyczerpania się baterii lub do zderzenia z powierzchnią planetoidy.
System komunikacyjny obejmuje nadajnik i elektronikę kontrolną oraz dwie anteny. Jedna z anten, położona na tylnym końcu obudowy urządzenia obsługuje kamerę DCAM3-D. Pozwala na transmisję danych z maksymalną szybkością 4 Mbps. Druga antena znajduje się na przednim końcu obudowy, koło optyki DCAM3-D. Obsługuje kamerę DCAM3-A. Łączność jest możliwa tylko w jednym kierunku: DCAM3 - sonda. Urządzenie nie może przyjmować komend. Dane są odbierane na sondzie za pomocą dwóch anten odbiorczych i zapisywane w pamięci do późniejszej transmisji na Ziemię.
Urządzenie zostało opracowane przez prywatny Instytut Instytut Naukowy Chiba (Chiba Institute of Science) w miejscowości Choshi w prefekturze Chiba.
-
LĄDOWNIKI MINERVA II-1
Dwa lądowniki MINERVA II-1 (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-1), znane też pod oznaczeniem MINERVA-II-A są miniaturowymi robotami skaczącymi. Mają zostać zrzucone na powierzchnię planetoidy podczas jednego z testowych lądowań sondy na planetoidzie. Do ich podstawowych celów zaliczają się: określenie przydatności systemu umożliwiającego poruszanie się skokami w środowisku mikrograwitacji na powierzchni planetoidy; oraz zademonstrowanie w pełni autonomicznej eksploracji planetoidy z użyciem miniaturowego zestawu sensorów pokładowych. Pojazdy nie posiadają właściwych instrumentów naukowych. Zostały pomyślane jako obiekty inżynieryjne. Wyposażono je jednak w kamery i termometry, co pozwoli na zebranie pewnych danych naukowych charakteryzujących powierzchnię planetoidy. Poza obrazowaniem i pomiarami temperatury mogą również pozwolić na ocenę miejscowych kierunków siły grawitacji i siły tarcia. Poszczególne lądowniki są oznaczone jako MINERVA II-1A (MINERVA-II-1 Rover 1A, MINERVA-II-A1, ) i MINERVA II-1B (MINERVA-II-1 Rover 1B, MINERVA-II-A2).
Oba lądowniki charakteryzują się identyczną konstrukcją. Ich konstrukcja jest oparta na lądowniku MINERVA użytego w misji Hayabusa. Są jednak mniejsze od niego. Ponadto systemy zasilania i kontroli temperatury zostały zoptymalizowane pod kątem nowego celu misji. Zoptymalizowano również system mobilny. W systemie elektronicznym uwzględniono ponadto komponenty produkowane obecnie.
Oba lądowniki zostały zainstalowane na panelu dolnym (-Z) sondy Hayabusa 2, od strony -X. Znajdują się w pojedynczym cylindrycznym mechanizmie uwalniającym. Są w nim zamocowane jeden obok drugiego, sąsiadując ze sobą podstawami. System ten składa się z dwóch połówek. Po zwolnieniu blokad połówka dolna jest odrzucana za pomocą sprężyny. Następnie lądowniki wypadają z pojemnika i mają swobodnie opaść na powierzchnię. Każdy lądownik ma masę około 1.25 kg. Jego średnica wynosi120 milimetrów, a wysokość - 50 milimetrów.
Pojazd ma kształt graniastosłupa dziesięciokątnego. Konstrukcja mechaniczna lądownika obejmuje obudowę zewnętrzną wyłożoną komórkami słonecznymi. W jej wnętrzu umieszczono system umożliwiający wykonywanie skoków oraz płyty elektroniki z elementami elektronicznymi, systemem zasilania i systemem komunikacyjnym. Poszczególne elementy są zamocowane we wnętrzu obudowy za pomocą metalowych stopek. Na dolej i górnej powierzchni lądownika znajdują się szpilki, służące do ochrony komórek słonecznych pojazdu podczas manewru lądowania na docelowej planetoidzie i podczas skakania po nierównej powierzchni. Dodatkową ochronę stanowią ponadto dwa krzyżujące się żebra. Zwiększają one również stabilność na powierzchni.
-
System umożliwiający przemieszczanie się po powierzchni planetoidy umożliwia wykonywanie skoków. Siła ciążenia na powierzchni planetoidy jest szacowana na około 10^-4 m/s^2. W takich warunkach normalne sposoby przemieszczania się z użyciem kół traci funkcjonalność z powodu niezmiernie małej siły tarcia. Uniemożliwia to rozpędzenie tradycyjnego łazika w poziomie. Jednym sposobem przemieszczania są więc skoki. W tym celu wewnątrz lądownika zastosowano dwa rotory ustawione do siebie pod kątem prostym. Obrót tarczy jednego z rotorów za pomocą silniczka elektrycznego pozwala na przyłożenie siły naprzeciwko powierzchni, co powoduje skok w górę na wysokość kilku metrów. Szybkość skoku jest uzależniona przede wszystkim od wybranego momentu obrotowego. Może być więc częściowo kontrolowana. Jest jednak zależna również od tarcia pomiędzy powierzchnią a lądownikiem, czego nie można dokładnie przewidzieć. Obrót drugiego rotora pozwala na wybranie kierunku skoku, który zależy od stosunku pomiędzy momentami obrotowymi obu rotorów. Pozycja i orientacja przestrzenna lądownika po skoku są trudne do przewidzenia. Tak więc w celu określenia jego położenia względem Słońca zastosowano zestaw fotodiod. Przed startem skuteczność systemu mobilnego została potwierdzona poprzez symulacje numeryczne i próby mikrograwitacyjne na wieżach spadku.
-
Energii elektrycznej dostarczają komórki słoneczne, którymi wyłożono powierzchnie boczne oraz podstawy lądownika. Wyprodukowana energia ładuje dwuwarstwowe kondensatory pokładowe pełniące funkcję baterii.
System komputerowy lądownika umożliwia pracę autonomiczną. Jest opary na centralnym procesorze danych (Central Processin Unit - CPU). Ponadto posiada pamięć ROM, RAM i Flash ROM.
Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają grzejniki oraz izolacja wielowarstwowa.
System komunikacyjny obejmuje układ nadawczo - odbiorczy pasma UHF oraz antenę. Lądownik może przekazywać dane wyłącznie do statku macierzystego w paśmie UHF. Łącze komunikacyjne jest bardzo wąskie i charakteryzuje się dużym opóźnieniem. Łączność pomiędzy statkiem macierzystym a Ziemią, oraz statkiem a lądownikiem nie jest możliwa równocześnie. Przez to działalność lądownika na powierzchni praktycznie nie może być kierowana z Ziemi, co wymusiło całkowicie autonomiczne działanie. Jest to jedna z testowanych technologii.
W skład wyposażenia lądownika wchodzi system kamer (MINERVA II-1 Cameras System) oraz system termometrów (MINERVA II-1 Thermometers System).
System kamer ma następujące cele naukowe: zobrazowanie powierzchni planetoidy w małej skali przestrzennej; zbudowanie szczegółowego modelu struktury powierzchni poprzez uzyskanie stereoskopowych par obrazów; oraz określenie właściwości regolitu i ich zmian związanych z pogodą kosmiczną. W skład systemu wchodzą trzy kamery. Zostały one umieszczone we wnętrzu lądownika, w jego środkowej części. Kamery pracują w zakresie światła widzialnego. Długości ogniskowych nie może być zmieniane na pokładzie. Dwie z trzech kamer zostały zestawione w parę stereoskopową, co umożliwia wykonywanie obrazów pobliskiego otoczenia w 3 wymiarach. Są to kamery o krótkiej długości ogniskowej. Zdjęcia obiektów położonych blisko lądownika mają stosunkowo wysoką rozdzielczość przestrzenną, dzięki czemu mogą pokazywać minerały budujące skały. Mogą pozwolić także na określenie wielkości ziaren regolitu zalęgającego na powierzchni. Trzecia kamera, o większej długości ogniskowej służy do wykonywania zdjęć bardziej odległych krajobrazów. Znajduje się pomiędzy kamerami stereoskopwymi. Każda z kamer składa się z soczewkowego systemu optycznego oraz zespołu detektora. Detektorem jest układ CMOS. Jest wyposażony w maskę filtrów Bayera co umożliwia wykonywanie zdjęć barwnych. Z powodu małej szybkości łączności z sondą zdjęcia charakteryzują się małymi rozmiarami. Ponadto elektronika lądownika posiadała algorytm umożliwiający usuwanie fragmentów zdjęć nie zawierających elementów powierzchni.
System termometrów pozwala na wykonanie bezpośrednich pomiarów temperatury powierzchni planetoidy oraz na określenie właściwości cieplnych powierzchni i ich zmian w czasie. Pomiary mogą by wykonywane zarówno w czasie dnia jak i w nocy. Pozwalają na określenie inercji cieplnej gruntu dostarczając informacji na temat właściwości fizycznych regolitu oraz balansu energetycznego powierzchni. Są to dane przydatne w badaniach geologii i historii planetoidy oraz podczas interpretacji wyników badań uzyskanych próbek. Sensory tego systemu są odpowiednio przystosowanymi szpilkami wystającymi z dolnej i górnej części konstrukcji pojazdu.
Lądowniki MINERVA II-1 zostały opracowane przez JAXA.
-
LĄDOWNIK MINERVA II-2
Lądownik MINERVA II-2 (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-2), znany też pod oznaczeniem MINERVA-II-B jest miniaturowym robotem skaczącym. Ma zostać zrzucony na powierzchnię planetoidy podczas jednego z testowych lądowań sondy na planetoidzie. Jego podstawowe cele pokrywają się z celami ląowników MINERVA II-1. Zaliczają się do nich: określenie przydatności systemu umożliwiającego poruszanie się skokami w środowisku mikrograwitacji na powierzchni planetoidy; oraz zademonstrowanie w pełni autonomicznej eksploracji planetoidy z użyciem miniaturowego zestawu sensorów pokładowych. Pojazd nie posiadana właściwych instrumentów naukowych. Został pomyślany jako obiekt inżynieryjny. Podobnie jak w przypadku MINERVA II-1 wyposażono go jednak w kamery i termometry, co pozwoli na zebranie pewnych danych naukowych charakteryzujących powierzchnię planetoidy. Poza obrazowaniem i pomiarami temperatury może również pozwolić na ocenę miejscowych kierunków siły grawitacji i siły tarcia.
Pojazd jest zainstalowany na panelu dolnym (-Z) sondy Hayabusa 2, od strony -X. Znajduje się w cylindrycznym mechanizmie uwalniającym. System ten składa się z dwóch połówek. Po zwolnieniu blokad połówka dolna jest odrzucana za pomocą sprężyny. Następnie lądownik wypada z pojemnika i ma swobodnie opaść na powierzchnię. Pojazd ma masę 1.6 kg. Jego średnica wynosiła 120 milimetrów, a wysokość - 100 milimetrów.
Pojazd ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Konstrukcja mechaniczna lądownika obejmuje obudowę zewnętrzną złożoną z powierzchni bocznej oraz panelu górnego i dolnego. Jest wyłożona komórkami słonecznymi. W jej wnętrzu umieszczono system umożliwiający wykonywanie skoków oraz płyty elektroniki z elementami elektronicznymi, systemem zasilania i systemem komunikacyjnym. Poszczególne elementy są zamocowane we wnętrzu obudowy za pomocą metalowych stopek. Na dolej i górnej powierzchni lądownika znajdują się szpilki, służące do ochrony komórek słonecznych pojazdu podczas manewru lądowania na docelowej planetoidzie i podczas skakania po nierównej powierzchni. Dodatkową ochronę stanowią ponadto dwa krzyżujące się żebra. Zwiększają one również stabilność na powierzchni.
System umożliwiający przemieszczanie się po powierzchni planetoidy umożliwia wykonywanie skoków. Siła ciążenia na powierzchni planetoidy jest szacowana na około 10^-4 m/s^2. W takich warunkach normalne sposoby przemieszczania się z użyciem kół traci funkcjonalność z powodu niezmiernie małej siły tarcia. Uniemożliwia to rozpędzenie tradycyjnego łazika w poziomie. Jednym sposobem przemieszczania są więc skoki. Pojazd posiada dwa mechanizmy mobilne, pozwalające na przyłożenie siły naprzeciw powierzchni i wykonanie skoku. Pierwszy z nich wykorzystuje magnes stały. Drugi pozwala na wykorzystanie siły elastyczności. W tym celu używana jest rozluźniana sprężyna.
Energii elektrycznej dostarczają komórki słoneczne, którymi wyłożono powierzchnie boczne oraz podstawy lądownika. Wyprodukowana energia ładuje kondensatory pokładowe pełniące funkcję baterii.
System komputerowy lądownika umożliwia pracę autonomiczną. Zawiera procesor i zestaw pamięci.
Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają grzejniki oraz izolacja wielowarstwowa.
System komunikacyjny obejmuje układ nadawczo - odbiorczy pasma UHF oraz antenę. Lądownik może przekazywać dane wyłącznie do statku macierzystego w paśmie UHF. Łącze komunikacyjne jest bardzo wąskie i charakteryzuje się dużym opóźnieniem. Łączność pomiędzy statkiem macierzystym a Ziemią, oraz statkiem a lądownikiem nie jest możliwa równocześnie. Przez to działalność lądownika na powierzchni praktycznie nie może być kierowana z Ziemi, co wymusiło całkowicie autonomiczne działanie. Jest to jedna z testowanych technologii.
Pojazd jest wyposażony w system kamer (MINERVA II-2 Cameras System). Umożliwia on zobrazowanie powierzchni planetoidy w małej skali przestrzennej; zbudowanie szczegółowego modelu struktury powierzchni poprzez uzyskanie stereoskopowych par obrazów; oraz określenie właściwości regolitu i ich zmian związanych z pogodą kosmiczną. W skład systemu wchodzą trzy kamery. Zostały one umieszczone we wnętrzu lądownika, w jego górnej połowie. Kamery pracują w zakresie światła widzialnego. Dwie z trzech kamer zostały zestawione w parę stereoskopową, co umożliwia wykonywanie obrazów pobliskiego otoczenia w 3 wymiarach. Są to kamery o krótkiej długości ogniskowej. Zdjęcia obiektów położonych blisko lądownika mają stosunkowo wysoką rozdzielczość przestrzenną, dzięki czemu mogą pokazywać minerały budujące skały. Mogą pozwolić także na określenie wielkości ziaren regolitu zalęgającego na powierzchni. Trzecia kamera, o większej długości ogniskowej służy do wykonywania zdjęć bardziej odległych krajobrazów. Znajduje się pomiędzy kamerami stereoskopowymi. Każda z kamer składa się z soczewkowego systemu optycznego oraz zespołu detektora. Detektorem jest układ CMOS. Jest wyposażony w maskę filtrów Bayera co umożliwia wykonywanie zdjęć barwnych. Z powodu małej szybkości łączności z sondą zdjęcia charakteryzują się małymi rozmiarami. Ponadto elektronika lądownika posiadała algorytm umożliwiający usuwanie fragmentów zdjęć nie zawierających elementów powierzchni.
Lądownik MINERVA II-2 został opracowany przez konsorcjum pięciu japońskich uniwersytetów. Realizacja tego projektu rozpoczęła się w połowie 2011 r. Uniwersytet Państwowy Tohoku (Tohoku University) w Sendai w regionie Tohoku był odpowiedzialny za zarządzanie projektem, integrację pojazdu i testy wibracyjne. Uniwersytet Państwowy w Yamagata (Yamagata University) był odpowiedzialny za testy środowiskowe. Prywatny Uniwersytet Tokio-Deniki (Tokyo Denki University) opracował system mobilny oparty na magnesie. Państwowy Uniwersytet w Osace (Osaka University) opracował system mobilny oparty na sprężynie. Prywatny Uniwersytet Tokijski (Tokyo University of Science) dostarczył system kamer.
-
WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych sondy Hayabsa 2 wchodzą:
- wyposażenie do pobierania próbek gruntu (Sampling Device - SMP);
- kamera nawigacji optycznej - kamera teleskopowa (Optical Navigation Camera - Telescope Camera - ONC-T);
- kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 1 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 1 - ONC-W1);
- kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 2 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 2 - ONC-W2);
- wysokościomierz laserowy (Light Detection and Ranging (LIDAR);
- spektrometr podczerwieni dla trzech mikrometrów (Near Infrared Spektrometer for 3 Micrometers - NIRS3);
- system mapujący w podczerwieni cieplnej (Thermal Infrared Mapper - TIR).
Instrumentu ONC-T, ONC-W1, ONC-W2 i LIDAR są również wykorzystywane do nawigacji, w tym również do nawigacji autonomicznej w czasie lądowań na powierzchni planetoidy. Sonda wykona również eksperyment radiowy (Radio Science Experiment - RS).
Instrument SPM obejmuje elementy znajdujące się we wnętrzu sondy (przy panelu dolnym -Z) oraz w kapsule powrotnej). Urządzenia ONC-T, ONC-W1 i TIR mieszczą się we wnętrzu pojazdu przy panelu -Z. ONC-W2 i NIRS3 są umieszczone na panelu przednim -X a LIDAR - na panelu -Z. W eksperymencie RS wykorzystywany jest system komunikacyjny pojazdu.
-
SMP
Wyposażenie do pobierania próbek gruntu sondy Haybausa było instrumentem umożliwiającym pobranie próbek gruntu planetoidy. Próbki miały zostać dokładnie przebadane na Ziemi. Tym samym pozwalały na uzyskanie zasadniczych celów naukowych misji.
Instrument SMP został zainstalowany na panelu dolnym sondy (-Z), od strony -X. W skład instrumentu wchodziła tuba (Sampler Tube); wyrzutnia pocisków (Projector); system przenoszący próbki (Sample Transporter); odbiornik próbek (Sample Catcher) oraz system przenoszący odbiornik do pojemnika we wnętrzu kapsuły i zamykający kapsułę (Latching Mechanism). Konstrukcja instrumentu i sposób pobierania próbek jest oparty na analogicznym instrumencie sondy Hayabusa. Wprowadzono jednak rozwiązania zwiększającego jego wiarygodność. Po chwilowym lądowaniu sondy na powierzchni planetoidy tuba ulegnie odkształceniu na skutek uderzenia w grunt. Dzieje się tak dzięki zastosowaniu sprężyn. Skrócenie tuby zostanie wykryte przez dalmierz laserowy LRF a uderzenie w powierzchnię - przez sensory IMU oraz ACC systemu nawigacyjnego. Uruchomi to wyrzutnię pocisków. Wystrzeli ona metalowy pocisk, który przelatując przez tubę wbije się w grunt i wyrzuci próbkę regolitu o masie około 1 grama. Próbka przeleci przez tubę oraz system przenoszący próbkę i samoistnie znajdzie się w odbiorniku próbek. Po wykonaniu procedury sonda wzbije się ponownie, powracając na orbitę okołosłoneczną. Manewr ten zostanie szybko, za pomocą silników chemicznych, co pozwoli na uniknięcie uszkodzeń sondy, które mogłoby zostać spowodowane przez upadek jej głównej struktury na powierzchnię. Manewr taki zostanie wykonany 3 razy, co pozwolić na zbieranie próbek z różnych fragmentów planetoidy, w tym również z wyrzutów materii krateru wtowrzonego za pomocą SCI. Po zakończeniu pobierania próbek odbiornik zostanie wsunięty do pojemnika we wnętrzu kapsuły SRC. Następnie kapsuła zostanie zamknięta.
Tuba SPM ma długość 1 metra i średnicę w najszerszym miejscu (wraz z osłoną przeciwpyłową) 40 cm. Średnica wewnętrzna samej rury wynosi 20 cm. Składa się z trzech części. Część górna nazywana koncentratorem ma postać metalowego stożka. Jest umocowana w otworze w panelu -Z sondy. Częściowo znajduje się we wnętrzu sondy. Jej część górna styka się z systemem przenoszącym próbki. Część boczna jest połączona z wyrzutnią pocisków. Dolna połowa koncentratora jest objęta szerszą od niego środkową sekcją tuby. Jest ona wykonana z elastycznego tworzywa sztucznego. Dzięki temu w konfiguracji startowej jest ściśnięta i zablokowana za pomocą klamer. Zwolnienie mocowań powoduje jej rozluźnienie i rozłożenie całej tuby. Dolna część tej rury łączy się z dolną sekcją tuby. Jest ona wykonana ze stopu aluminium. Ma kształt cylindryczny. Jej końcówka jest ukształtowana w postaci dyszy i zakończona pierścieniem końcowym. W stuku do instrumentu SMP sondy Hayabsa pierścień ten został zmodyfikowany. Na jego wewnętrznej krawędzi znajdują się ząbki podgięte ku kurze. Po uderzeniu w powierzchnię pierścień zagłębia się w regolit a na ząbkach osadzają się fragmenty skalne o wielkości 1 - 5 mm. Po starcie sondy z powierzchni możliwe jest zmniejszenie szybkości wznoszenia sondy. Tym samym będą one przemieszczały się ku górze tuby na skutek bezwładności, ostatecznie trafiając do odbiornika próbek. Rozwiązanie takie pozwala na zwiększenie ilości pozyskiwanego materiału oraz na zebranie niewielkich skał. Jednocześnie pozwala na pobranie próbki w przypadku awarii wyrzutni pocisków. Dolna część sekcji dolnej tuby jest otoczona stożkowatą osłoną przeciwpyłową, która chronił instrumenty optyczne znajdujące się w pobliżu SMP (ONC-W2, LIDAR i NIRS3) przed pyłem wzbitym podczas uderzenia w powierzchnię. Cała tuba jest otoczona potrójną sprężyną. Pozwala ona rozłożenie tuby po zwolnieniu klamer po starcie. Ponadto nadaje całemu systemowi elastyczność pozwalającą na zamortyzowanie uderzenia w powierzchnię planetoidy.
-
Wyrzutnia pocisków składa się z trzech cylindrów wyposażonych w trzy naboje i generatory gazu. Wstrzeliwuje ona do koncentratora metalowy pocisk o masie 5 gramów. Jest on wykonany z tantalu. Występowanie tego pierwiastka na planetoidzie nie jest spodziewane, więc jest on łatwo identyfikowanym w pozyskanych próbkach. Tym samym ich zanieczyszczenia są łatwo odróżnialne. Pocisk ma kształt kulisty. Porusza się z szybkością 200 - 300 m/s. Wbijając się w grunt pozwala na wybicie drobin regolitu. Jest rozpędzany przez sprężony gaz wytwarzany na drodze reakcji chemicznej. Reagenty mają postać proszku i znajdują się we wkładzie umieszczonym w generatorze gazu.
System przenoszący próbkę ma postać obrotowej tuby umieszczonej w odpowiednim rękawie. Jest ona wsunięta w otwór w ścianie odbiornika próbek. Obrót tuby za pomocą rękawa pozwala na otworzenie wybranej komory we wnętrzu odbiornika. W ścianie tuby znajduje się prostokątne wycięcie przez które pozyskane próbki przesypywały się do komory. Po każdej procedurze poboru próbek tuba jest obraca tak, że zamyka użytą już komorę i jednocześnie odsłania komorę nie używaną. Ostatecznie po zakończeniu pobierania próbek tuba jest ponownie obracana w taki sposób, że zamyka wszystkie komory. Po zakończeniu prac w pobliżu planetoidy jest odłączana od rękawa i pozostawała w odbiorniku, który jest następnie przesuwany do pojemnika na odbiornik znajdującego się w kapsule powrotnej, wraz z zatyczką zamykającą kapsułę.
-
Odbiornik próbek ma postać metalowego cylindra. Składa się z części głównej, okrągłej osłony 1A zamykającej jego przednią część, łukowatej osłony 1B zamykającej powierzchnię boczną oraz półkolistych osłon 2 i 3 zamykających część tylną. Ma średnicę 48 mm i wysokość 57.5 mm. Jest podzielony na trzy komory (Sample Room 1, 2, 3 - RM1, 2, 3) do których trafią poszczególne próbki. W stosunku do sondy Hayabusa zastosowano dodatkową komorę. Na boku odbiornika znajduje się otwór w który wsunięta jest obrotowa tuba systemu przenoszącego próbki. Na boku każdej komory znajduje się okrągły otwór zasłonięty metalową zaślepką pozwalający na jej otworzenie po odzyskaniu kapsuły.
System przenoszący odbiornik pozwala na jego wsunięcie do wnętrza pojemnika na próbki znajdującego się w centrum obudowy wyposażenia modułu instrumentalnego kapsuły powrotnej. Służy do tego ładunek pirotechniczny. Odbiornik przechodzi przez otwór w bloku ablatora węglowo - fenolowego (Support Ablator) zamykającego górną część obudowy wyposażenia. Pojemnik ma postać aluminiowego cylindra. Odbiornik próbek jest blokowany w jego obrębie za pomocą klamer. Następnie pojemnik jest zamykany zatyczką złożoną z aluminiowej pokrywy pojemnika wyposażonej w uszczelkę z aluminium oraz stożkowatej sekcji złożonej z ablatora węglowo - fenolowego czyli ablatora samplera (Sampler Ablator). Zespół ten jest przesuwany za pomocą sprężyny. Aluminiowa uszczelka pokrywy pojemnika zapobiega dostawaniu się do niego gorących gazów w czasie lotu atmosferycznego. W misji Hayabsa zastosowano tym celu podwójną uszczelkę z tworzywa sztucznego, która uległa jednak znacznej deformacji. Ponadto wysoka szczelność uszczelki pozwala na zachowanie w pojemniku substancji lotnych, takich jak gazy szlachetne. Do pojemnika wprowadzono więc igłę pozwalają na pobranie próbek gazów w trakcie lądowań na planetoidzie. Zatyczka jest blokowana przez klamry znajdujące się na brzegach pojemnika. Zespół ten jest przenoszony za pomocą sprężyny. Ablator samplera wystaje na szczycie kapsuły powrotnej. W czasie zamykania pojemnika kable obsługujące sensor monitorujący cały proces są przecinane przez przecinak kabli.
-
ONC-T
Kamera nawigacji optycznej - kamera teleskopowa est jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabsa 2. Służy zarówno do celów naukowych (jako główna kamera wykorzystywana w programie naukowym) jak i do obserwacji nawigacyjnych. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykonanie szczegółowych badań kształtu i rotacji planetoidy; uzyskanie globalnych map fotograficznych, topograficznych i multispektralnych planetoidy; uzyskanie zdjęć o wysokiej rozdzielczości w czasie lądowań na powierzchni; oraz wykonanie poszukiwań egzosfery. Pozwoli to na globalne scharakteryzowanie powierzchni planetoidy, zbadanie geologii powierzchni i historii kraterowania, a wraz zdanymi z innych instrumentów - na określenie jej składu mineralnego i gęstości. Informacje te dostarczą kontekstu dla badań zebranych próbek i umożliwiły określenie historii planetoidy. W czasie globalnych obserwacji planetoidy zdjęcia te umożliwią również wytypowanie bezpiecznego miejsca lądowania, pozbawionego przeszkód większych od 1 metra, takich jak głazy czy kratery.
W czasie lotu do planetoidy kamera jest kalibrowana z użyciem Ziemi, Księżyca i jasnych gwiazd. W czasie docierania do planetoidy umożliwia określenie globalnych właściwości spektralnych planetoidy, uzyskanie krzywych jasności oraz wykonanie poszukiwań niewielkich księżyców. Po tarciu do pozycji bazowej (Home Position - HP) w odległości 20 km od planetoidy umożliwia obrazowanie w pojedynczym paśmie spektralnym (0.55 μm) w celu uzyskania modelu kształtu o wysokiej rozdzielczości oraz w 6 pasmach o średniej szerokości w celu uzyskania globalnych map mutispektralnych o rozdzielczości 2 metrów na piksel. Podczas operacji w pobliżu planetoidy sonda wykona zbliżenia i lądowania próbne, w trakcie których znajdzie się na wysokości 5 km i 1 km (możliwe będzie również wykonanie zbliżenia na 0.1 km podczas jednego z lądowań próbnych). W tym czasie kamera uzyska zdjęcia o wysokiej rozdzielczości, pozwalające na scharakteryzowanie miejsc potencjalnego poboru próbek oraz krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Obserwacje będą również wykonywane w czasie lądowań na planetoidzie oraz podczas wznoszenia się po pobraniu próbek. Kamera pozwoli również na zlokalizowanie lądowników MASCOT i MINERVA-II. W tym celu wykona zdjęcia z odległości około 1 km po ich uwolnieniu. Pozwoli to na umieszczenie pomiarów wykonywanych przez lądowniki w ogólnym kontekście geologicznym.
Badania morfologii powierzchni z użyciem filtra 0.55 μm zostaną wykonane w skali globalnej z pozycji HP oraz w wysokiej rozdzielczości dla wybranych obszarów podczas zbliżeń i lądowań. Morfologia powierzchni dostarczy informacji na temat historii geologicznej planetoidy oraz na temat jej wielkoskalowej struktury, tzn. pozwoli na stwierdzenie czy ma ona postać zlepu rumoszu czy też jest monolitem. Informacje te będą niezbędne do określenia historii planetoidy, części Układu Słonecznego w którym powstała oraz charakterystyk jej ciała macierzystego. Globalny model kształtu planetoidy zostanie zrekonstruowany ze zdjęć uzyskanych z pozycji HP za pomocą różnych technik, takich jak analiza profili krawędzi tarczy, procedura stereogrametryczna, obrazowanie stereoskopowe czy analiza kształtu na podstawie cieni. Pozwoli on na określenie objętości planetoidy, co jest niezbędne do określenia jej gęstości. Będzie to istotny parametr umożliwiający określenie czy planetoida jest monolityczna czy też ma postać zlepu rumoszu. Dokładność określenia objętości wyniesie około 5%, co umożliwi oszacowanie gęstości z dokładnością około 7%. Morfologia oraz rozkład wielkości kraterów i głazów na powierzchni planetoidy będą niezbędne do określenia historii zderzeń jakich planetoida doświadczyła w czasie swojego istnienia lud od czasu ostatniego epizodu ponownego ukształtowania powierzchni po dużym zderzeniu. Pozwoli to na określenie wieku planetoidy lub czasu który upłynął od ostatniego epizodu odtworzenia powierzchni. Ponadto parametry te pozwolą na stwierdzenie, czy obserwowane głazy pochodzą z czasu rozbicia ciała macierzystego planetoidy, czy też stały wyrzucone podczas młodszych zderzeń. W tym celu zidentyfikowane zostaną głazy i kratery o wielkości ponad 20 metrów (z danych globalnych) i większych od 1 metra (ze zdjęć uzyskiwanych z wysokości około 1 km nad wybranymi obszarami). Obserwacje krateru wytworzonego przez impaktor SCI pozwoli na bezpośrednie określenie zależności pomiędzy energią zderzenia a wielkością krateru. Wielkość ta jest słabo poznana w przypadku małych planetoid. Wielkość krateru będzie ściśle zależna od właściwości fizycznych i struktury powierzchni oraz warstw powierzchniowych. Na postawie prawa skalowania wyprowadzonego z symulacji numerycznych wielkość krateru jest szacowana na 1 - 10 m w przypadku powierzchno o strukturze sypkiej lub kilkadziesiąt centymetrów w przypadku struktury porowatej lub twardej skały. Tak więc rozdzielczość obrazów uzyskiwanych w celu wyszukania i scharakteryzowania krateru będzie musiała być lepsza od 1o cm na piksel.
Obserwacje mutispektralne planetoidy wykonane za pomocą 6 filtrów o średnie szerokości pasma pozwalają na scharakteryzowanie właściwości spektroskopowych poszczególnych fragmentów planetoidy. Będą przydatne do określenie globalnego rozmieszczenia minerałów uwodnionych, substancji organicznych i zmian spowodowanych przez pogodę kosmiczną. Informacje te będą kluczowe dla badań historii planetoidy oraz wyboru miejsc pobory próbek. Obserwacje naziemne 1999 JU3 dostarczyły różnych wyników. Możliwe, że planetoida jest jednorodna spektroskopowo lub też przedstawia dużą różnorodność cech spektroskopowych. W przypadku występowania dużej różnorodności tych cech możliwe będzie sklasyfikowanie poszczególnych fragmentów planetoidy w sposób podobny do klasyfikacji spektroskopowej planetoid dokonywanej na podstawie obserwacji naziemnych, z użyciem analizy głównych składowych. Informacje te pozwolą na ilościowe porównanie spektrogramów planetoidy i różnych typów meteorytów. Chociaż analiza głównych składkowych nie koniecznie musi dostarczyć bezpośrednich informacji na temat właściwości materii powierzchniowej, to jednak jest bardzo przydatna do ilościowego określenie stopnia niejednorodności, wyszukania trendów spektroskopowych, oraz rozróżnienia poszczególnych jednostek geologicznych. Na podstawie danych spektroskopowych dostarczonych przez instrument możliwe będzie określenie wielu parametrów materiału powierzchniowego. Dla przykładu szerokie pasmo absorpcyjne przy 0.7 μm zostało znalezione w przypadku wielu planetoid pasa głównego i jest interpretowane jako cecha spowodowana obecnością serpentynitu, będącego jednym z minerałów uwodnionych. Ta absorpcja może zostać wykryta za pomocą trzech filtrów kamery - 0.55, 0.70 i 0.86 μm. Ponadto poziom absorpcji w zakresie ultrafioletu, będąca również jednym ze wskaźników obecności minerałów uwodnionych zostanie skwantyfikowana dzięki obrazom uzyskiwanym przez filtry 0.39, 0.48 i 0.55 μm. Doświadczenia polegające na ogrzewaniu meteorytów jako analogu procesów prowadzących do degradacji, takich jak pogoda kosmiczna wykazały, że ten zakres spektralny jest stosunkowo czułym wskaźnikiem stopnia nagrzania materiału, co będzie przydatne w badaniach historii cieplnej planetoidy. Ponadto mapowanie albedo powierzchni zostanie wykonane globalnie jako produkt dodatkowy w trakcie budowania modelu kształtu planetoidy. Albedo powierzchni (np. przy 0.55 μm) posłuży jako dobry wskaźnik dla niezwiązanej materii organicznej (Insoluble Organic Matter - IOM) stanowiące większą część frakcji węglowej meteorytów węglistych.
Poszukiwania egzosfery planetoidy zostaną wykonane dzięki obserwacją wykonywaną z użyciem filtra wąskopasmowego umożliwiającego wykrycie gazowego sodu (0.59 μm). Detekcja sodu będzie możliwa, jeśli tempo jego uwalniania z powierzchni będzie porównywalne z tempem występującym na Księżycu. Ponieważ sód jest jednym z najbardziej lotnych pierwiastków metalicznych może być uwalniany ze skał na skutek ogrzewania do temperatury około 630°C. Ta temperatura jest znacznie wyższa od temperatury w której zanika pasmo absorpcyjne 0.7 μm (400°C) i porównywalna do temperatury zaniku pasma absorpcyjnego 3 μm (600°C). Ponadto sód emitowany przez ciała planetarne pochodzi z warstwy o głębokości kilku centymetrów, podczas gdy cechy spektroskopowe powierzchni są określone przez warstwę o grubości ułamka milimetra. Tak więc jeśli powierzchnia planetoidy nigdy nie została nagrzana do temperatury ponad 630°C, występująca na niej koncentracja sodu jest prawdopodobnie wyższa niż na Merkurym i Księżycu. Wokół planetoidy może więc powstać rozrzedzona ale nadal wykrywalna egzosfera. Jeśli nagrzewanie planetoidy w czasie jej historii nie było równomierne różnice w koncentracji egzosfery sodowej mogą pokazać te niejednorodności. Informacje te będą przydatne w badaniach stopnia utarty substancji lotnych na planetoidzie oraz pomocne w trakcie wyboru miejsc poboru próbek. Ponadto będą też niezwykle przydatne jeśli z pozycji HP nie zostanie zaobserwowana wyraźna sygnatura minerałów uwodnionych (pasma 0.7 μm lub 3 μm).
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwiała nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe.
-
Kamera ONC-T została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony +X. Stanowi pojedynczą jednostkę. Układ optyczny kamery wystaje przez otwór w panelu -Z, a pozostała część znajdowała się we wnętrzu sondy i jest przymocowana do panelu bocznego +Y za pomocą ośmiu stopek. W normalnych warunkach lotu kamera jest zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy jest skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR i LIDAR. W stosunku do sondy Hayabusa zainstalowano ją na przeciwnej stronie sondy, co zmniejsza ryzyko zanieczyszczenia jej optyki pyłem w czasie lądowań na planetoidzie. Konstrukcja urządzenia bazuje na kamerze ONC-T sondy Hayabusa, jednak wprowadzono szereg modyfikacji. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, koło filtrów, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Układ optyczny ma postać teleskopu refrakcyjnego. Mieści się on w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Soczewki teleskopu zostały wykonane ze szkła nie podlegającego degradacji na skutek promieniowania i pokryte warstwą antyodbiciową. W stosunku do kamery ONC-T sondy Hayabusa został nieznacznie zmodyfikowany. Pole widzenia ma wymiary 5.7 x 5.7 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane od odległości około 100 m do nieskończoności.
Na przedzie teleskopu umieszczono długą, cylindryczną przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Przed przednią soczewką umieszczono dwie lampy kalibracyjne umożliwiające śledzenie degradacji czułości detektora.
Koło filtrów znajduje się za teleskopem, w obudowie w kształcie niskiego cylindra. Zawierało zestaw 8 filtrów. Został on zmieniony w stosunku do sondy Hayabusa. Zoptymalizowano go do obserwacji planetoidy typu C (poszukiwania związków organicznych i minerałów uwodnionych) oraz obserwacji możliwej egzosfery sodowej. 6 filtrów to filtry o średniej szerokości pasma: 0.39 +/- 20 μm, 0.48 +/- 15 μm, 0.55 +/- 15 μm, 0.70 +/- 15 μm, 0.86 +/- 20 μm i 0.95 +/- 30 μm. Służą do multispektralnego mapowania powierzchni. Szósty filtr to filtr wąskopasmowy 0.59 μm służy do poszukiwań egzosfery sodowej. Siódmy filtr to filtr szerokopasmowy (0.35 - 1.2 μm) służący do obserwacji nawigacyjnych.
Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Rozdzielczość przestrzenna obrazów uzyskiwanych z odległości 1 km wynosi 0.1 m na piksel. Obserwacje mogą być prowadzone w szerokim zakresie czasów ekspozycji. Pozwala to na obserwacje zarówno jasnej powierzchni planetoidy w czasie badań naukowych jak i słabych gwiazd w czasie obserwacji nawigacyjnych. Czas ekspozycji jest kontrolowany elektronicznie, kamera nie posiadała mechanicznej migawki. W przeciwieństwie do kamery ONC-T sondy Hayabusa nie zastosowano zestawu filtrów polaryzacyjnych umieszczonych na detektorze.
System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-W1 i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiadała bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy. W stosunku do elektroniki obsługującej kamerę ONC-T sondy Hayabusa zwiększono objętość bufora wewnętrznego, zastosowano lepsze algorytmy kompresji danych oraz zwiększono możliwości analizy danych na pokładzie.
-
ONC-W1
Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 1 jest jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa 2. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwala na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Ponadto w trajkocie lądowań na jej powierzchni pozwala na uzyskiwanie zdjęć o bardzo wysokiej rozdzielczości. Będą one uzyskiwane w trakcie opadania na powierzchnię gdy nie będzie ona używana do krytycznych pomiarów nawigacyjnych dokonywanych na wysokości 50 - 5 metrów i w trakcie wznoszenia się. Możliwe, że obrazy będą uzyskiwane również w trakcie procedury pobierania próbek. Będą one niezwykle przydatne w badaniach struktury regolitu w małej skali przestrzennej. Ponadto dostarczą kontekstu dla uzyskanych próbek. Podczas uwalniania lądowników MASCOT i MINERVA II kamera sfotografuje je w trakcie opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W2 odzyskiwanymi zaraz po uwolnieniu lądowników oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądowniki na powierzchni umożliwi to zrekonstruowanie trajektorii lądowania.
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwia nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-T oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe. Ponadto w czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 będzie głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Będzie wtedy używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Zostanie on odłączony na wysokości około 100 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a następnie opadnie swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadnie na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie zostanie odłączony podczas próbnego lądowania). Pomiary będą polegały na fotografowaniu TM za pomocą kamery. TM będzie wtedy oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Będzie ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwoli na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpocznie pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwoli na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta zostanie wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.
Kamera ONC-W1 została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony +X, blisko kamery ONC-T. Stanowi pojedynczą jednostkę. Układ optyczny kamery wystaje przez otwór w panelu -Z, a pozostała część znajdowała się we wnętrzu sondy i jest przymocowana do panelu bocznego +Y za pomocą ośmiu stopek. W normalnych warunkach lotu kamera jest zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy jest skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR i LIDAR. W stosunku do sondy Hayabusa zainstalowano ją na przeciwnej stronie sondy, co zmniejsza ryzyko zanieczyszczenia jej optyki pyłem w czasie lądowań na planetoidzie. Konstrukcja urządzenia jest prawie identyczna do kamery ONC-W1 sondy Hayabusa i bardzo podobna do kamery ONC-W2. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Soczewkowy układ optyczny mieści się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia ma wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności. Teoretycznie z odległości 1 metra obrazy mogą mieć rozdzielczość około 1 milimetra na piksel i obejmować fragment powierzchni o wielkości 1 x 1 metra.
System optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia jest ona węższa niż przegroda kamery ONC-W2.
Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracuje w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.
System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiada bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.
-
ONC-W2
Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 2 jest jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa 2. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwala na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Podczas uwalniania lądowników MASCOT i MINERVA II kamera sfotografuje je zaraz po oddzieleniu. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W1 odzyskiwanymi po uwolnieniu lądowników w fazie wznoszenia się sondy oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądowniki na powierzchni umożliwi to zrekonstruowanie trajektorii lądowania.
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwia nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-T) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe.
Kamera ONC-W2 została umieszczona na panelu przednim (-X) sondy, od strony -Y. Stanowi pojedynczą jednostkę. Jest do niego przymocowana za pomocą ośmiu stopek. Jej oś optyczna jest skierowana wzdłuż osi X sondy, tak więc kierunek widzenia jest prostopadły w stosunku do pozostałych kamer nawigacyjnych. Konstrukcja urządzenia jest prawie identyczna do kamery ONC-W2 sondy Hayabusa i bardzo podobna do kamery ONC-W1. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Soczewkowy układ optyczny mieści się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia ma wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności.
System optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia jest ona szersza niż przegroda kamery ONC-W1.
Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracuje w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.
System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiada bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.
-
LIDAR
Wysokościomierz laserowy jest instrumentem posiadającym cele naukowe, nawigacyjne i inżynieryjne. Pomiary naukowe będą wykonywane głównie w pozycji bazowej (Home Position) w odległości 20 kilometrów od planetoidy oraz podczas zbliżeń na niewielką odległość 5 i 1 km. Do podstawowych celów naukowych instrumentu zaliczają się: określenie rodziny do której zalicza się planetoida 1999 JU3 na bazie map albedo powierzchni; określenie natury i historii rozbicia i ponownej akrecji materii prowadzącej do powstania planetoidy o strukturze zlepu rumoszu; stwierdzenie czy model małych planetoid jako zlepu rumoszu może być przyjmowany uniwersalnie; oraz wykonanie badań środowiska pyłowego wokół planetoidy poprzez poszukiwania pyłu unoszącego się nad powierzchnią oraz wybitego podczas tworzenia sztucznego krateru za pomocą impaktora SCI. W stosunku do misji Hayabusa cele naukowe zostały znacznie rozbudowane.
W celu określenia rodziny do której zalicza się planetoida prowadzone będą pomiary odbijalności powierzchni, również w obszarach zacienionych. Pozwolą one na uzyskanie globalnych map albedo w długości fali lasera, które zostaną porównane z mapami uzyskanymi dzięki kamerze ONC-T oraz spektrometrowi NIRS3. Będą one polegały na rejestrowaniu intensywności impulsu emitowanego na powierzchnię i odbieranego po odbiciu od niej. Stosunek obu intensywności pozwoli na wyprowadzenie odbijalności powierzchni. Badania takie nie mogły zostać wykonane w czasie misji Hayabusa z powodu braku możliwości jednoczesnej rejestracji intensywności obu impulsów. Spodziewana rozdzielczość pomiarów odbijalności nie jest jednak wysoka. Wynika to częściowo z małego albedo planetoid typu C (średnio 0.007) a częściowo z braku dokładnych informacji na temat precyzji detektora przed jego kalibracją.
W celu zbadania historii rozbicia i akrecji materii podczas kształtowania się małej planetoidy typu zlep rumoszu wykonane zostanie globalne modelowanie kształtu planetoidy. Dane z LIDAR dostarczą informacji przestrzennych uzupełniających modele uzyskane dzięki kamerą ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2. Modele kształtu wraz z informacjami na temat masy planetoidy wyprowadzonymi z obserwacji przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy umożliwią określenie gęstości planetoidy i co za tym idzie zebranie informacji na temat jej budowy wewnętrznej. Pozycja środka masy planetoidy i jego orbity okołosłonecznej nie będzie dokładnie znana w czasie wykonywania pomiarów. Tak więc błąd w określaniu pozycji sondy względem środka masy będzie tyle duży, że dane z LIDAR nie będą mogły być bezpośrednio przekształcone na model kształtu. Jednak w czasie gdy pojazd nie będzie wykonywał manewrów pozwalających na utrzymanie stacjonarnej pozycji względem planetoidy będzie poruszał się po trajektorii w formie krótkiego łuku. W tym czasie błędy w określaniu pozycji sondy znajdują się w zakresie rozdzielczości LIDAR. Tak więc planowane jest wykonanie skanowania powierzchni planetoidy na takich trajektoriach kilkadziesiąt razy. Pomiary pokryją całą powierzchnię, a ponadto linie skanowania będą się przecinać. Punkty przecięcia się linii skanowania dostarczą głównego systemu odniesienia dla modelu kształtu, który następnie zostanie połączony z modelami DEM uzyskanymi ze zdjęć z kamer nawigacyjnych.
Stwierdzenie czy model małych planetoid jako zlepu rumoszu może być przyjmowany uniwersalnie będzie wymagało porównania planetoidy 1999 JU3 z Itokawą, która jest pierwszym obiektem dla którego taka budowa została w pełni potwierdzona. W tym celu wykorzystane zostaną oszacowania średniej gęstości planetoidy oraz badania gęstości uzyskanych próbek. Następnie na podstawie stosunku gęstości średniej do gęstości materiału skalnego określony zostanie stopień porowatości planetoidy.
Poszukiwania pyłu wokół planetoidy zostaną wykonane dzięki analizie zmian w parametrach odbieranego impulsu laserowego. Umożliwi to szeroki zakres dynamiczny instrumentu. Pozwolą na wykrycie ewentualnego unoszenia się pyłu nad powierzchnią spowodowanego jego ładowaniem elektrostatycznym. Mały rozmiar ziaren pyłu uzyskanych podczas misji Hayabusa (1 - 100 mikroetrów) sugeruje, że nad powierzchnią niewielkich planetoid pył taki podlega lewitacji. Zostało to również przewidziane teoretycznie, ale jak do tej pory zjawisko takie nigdy nie było obserwowane bezpośrednio. Poziomy transport pyłu może być bardzo pionowy zjawiskiem kształtującym lokalną topografię. Ponadto transport pionowy będzie czynnikiem niezbędnym do uwzględnienia podczas szacowania wieku powierzchni na bazie stopnia naświetlenia promieniowaniem kosmicznym i wszczepienia jonów wiatru słonecznego. Badania próbek pod tym kątem naniosą ograniczenia na ewolucję orbity planetoidy.
Jako instrument nawigacyjny LIDAR będzie używany w odległości od 25 km do 30 metrów od planetoidy. W czasie prac w pobliżu planetoidy pozwoli na uzyskanie pomiarów pozycji sondy względem niej. Dane te, wraz z informacjami z SST oraz ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 będą używane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji stacjonarnej względem planetoidy oraz manewrów polegających na jej opuszczeniu. W czasie lądowań na powierzchni planetoidy instrument dosatrczy informacji na temat odległości od powierzchni i tempa opadania. Będą one wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.
Celem inżynieryjnym instrumentu jest zademonstrowanie zdobności komunikacji za pomocą wiązki laserowej. Podłuży on jako transponder komunikacji optycznej. Eksperyment ten zostanie wykonany podczas przelotu sondy koło Ziemi. W jego trakcie ze stacji naziemnej zostanie wyemitowany impuls laserowy, który zostanie odebrany przez urządzenie. Po odebraniu sygnału instrument wyemituje impuls zwrotny, który zostanie odebrany w tej samej stacji. Jako stacja naziemna zostanie wykorzystany teleskop o średnicy 1.5 metra w siedzibie Narodowego Instytutu Informacji i Technik Telekomunikacyjnych (National Institute of Information and Communications Technology - NICT) w Koganei. Jest on wyposażony w 1-mikronowy laser o mocy 1.2 J i odbiornik o częstotliwości 10 Hz. Eksperyment będzie pierwszym pełnym użyciem instrumentu. Poza demonstracją technologii komunikacyjnej pozwoli na kalibrację jego kierunki widzenia po starcie. Podczas eksperymentu sonda wykona skanowanie Ziemi w odpowiednim tempie. Przy uwzględnieniu błędu w określaniu orientacji przestrzennej sondy na poziomie 0.5 mrad orientacja kierunku widzenia w stosunku do korpusu sondy zostanie określona z dokładnością 1.5 mrad.
-
Instrument LIDAR został umieszczony na panelu dolnym sondy Hayabausa 2 (-Z), od strony -X. Jego oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR, ONC-T i ONC-W1. Podczas badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości instrument jest skierowany w stronę nadiru. Urządzenie stanowi pojedynczą jednostkę w postaci prostopadłościennej obudowy zawierającej laser nadajnika laserowego i detektor odbiornika impulsów laserowych oraz system elektroniczny na której umieszczono optykę odbiornika oraz optykę nadajnika. Systemy optyczne nadajnika i odbiornika znajdują się na ławie optycznej przymocowanej do obudowy, pozwalającej na zachowanie stabilnej pozycji obu elementów względem siebie. Cały system ma wymiary 240 x 240 x 230 mm i masę 3.7 kg. Jest ponadto wyposażony w przymocowany z boku radiator o wymiarach 240 x 300 mm chłodzący laser i optykę. Pobór mocy wynosi 18.5 W (bez grzejnika). Urządzenie jest maksymalnie kompaktowe w celu zminimalizowania wielkości i masy. Elektronika charakteryzuje się minimalnym poborem mocy. Zminimalizowano również wymagania dotyczące programowania oraz ilość produkowanych danych. Konstrukcja instrumentu jest prawie identyczna do systemu LIDAR sondy Hayabusa, w związku z tym jego osiągi są słabsze w stosunku do wysokościomierza laserowego opracowanego dla misji OSIRIS-REx.
Instrument emituje impulsy laserowe które odbijają się od powierzchni planetoidy i powracają do urządzenia, gdzie są rejestrowane przez odbiornik. Dzięki pomiarom czasu powrotu impulsu, biorąc pod uwagę rozpraszanie sygnału przez nachylenie i szorstkość powierzchni oraz wewnętrzne opóźnienia instrumentu uzyskiwane są pomiary odległości sondy do powierzchni planetoidy. Tym samym uzyskiwana jest wysokość utworów powierzchniowych.
Nadajnik laserowy obejmuje laser pompowany przez diodę Nd:Cr:YAG oraz optykę transmitującą wiązkę. W skład lasera wchodzi pryzmat Porro, dwie powierzchnie klinowe, dwie powierzchnie falowe, komórka Pockela LiNbO3, pryzmat trapezoidalny, polaryzator, dioda z prętem Nd:Cr:YAG oraz zwierciadło wyjściowe. Laser posiada dwa miniaturowe konwertery DC/DC, ładowarkę w postaci kondensatora i zasilacz wysokiego napięcia obsługujące komórkę Pockela. Taka konfiguracja pozwala na uzyskanie małej masy urządzenia. Po opuszczeniu lasera wiązka jest rozdzielana na dwie przez rozdzielacz wiązek. Jedna z uzyskanych wiązek trafia do detektora w postaci fotodiody PIN. Sygnał z fotodiody jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i wysyłany do kontrolera instrumentu w obrębie jego systemu elektronicznego. Pozwalał on na wykrywanie fluktuacji sygnału wyjściowego z lasera. Dzięki temu niwelowany jest dryf termiczny, co pozwala na stałe zachwycanie wybranej długości fali i redukcję szumu. Druga wiązka przechodzi przez optykę wyjściową (ekspander) o powiększeniu rzędu 3 i trafia na powierzchnię planetoidy. Używana jest długości fali 1064 nm. Moc impulsów wynosi 10 mJ. Trwają one 10 nanosekund. Rozbieżność wiązki wynosi 1 mrad, co odpada fragmentowi powierzchno średnicy 20 m oświetlanemu z pozycji bazowej na wysokości 20 km.
Po obuciu od powierzchni planetoidy impuls wraca do instrumentu, gdzie jest rejestrowany przez odbiornik. Posiada on optykę w postaci teleskopu Cassegraina znajdującego się w cylindrycznym tubusie. Jego zwierciadła są wykonane z węglika krzemu (SiC) - materiału o wysokiej sztywności, małej masie i dużej stabilności termicznej. Substrat wykonany z SiC jest pokryty warstwą odbijającą naniesioną techniką chemicznego osadzania z fazy gazowej (Chemical Vapour Deposition - CVD). Optyka znajduje się na montażu w formie kratownicy. Światło jest odbijane od zwierciadła głównego o średnicy 127 mm na zwierciadło drugiego rzędu, a następnie w postaci skupionej wiązki przechodzi przez przegrodę w zwierciadle głównym. Potem przechodzi przez filtr i pada na detektor w postaci krzemowej fotodiody lawinowej (Avalanche Photodiode - APD). Pole widzenia ma szerokość 1.5 mrad. Sygnał z fotodiody jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do kontrolera instrumentu. Częstotliwość odbioru sygnału wynosi 1 Hz. Rozdzielczość pomiarów czasu powrotu sygnału wynosi 3.33 ns, co pozwala na uzyskanie rozdzielczości pomiarów odległości na poziomie 0.5 m. Dokładność (1 sigma) pomiarów wynosi +/-0.845 m z odległości 30 metrów podczas lądowań oraz +/-2 m z odległości 20 km.
System elektroniczny instrumentu obejmuje kontroler, elektronikę nadajnika obsługującą laser, elektronikę odbiornika kontrolującą zysk detektora i jego przedwzmacniacza oraz zasilacz. Automatyczna kontrola zysku (Automatic Gain Control - AGC) jest jedyną funkcją autonomiczną wykonywaną przez elektronikę urządzenia. Elektronika jest wyposażona w zegar pozwalający na obliczanie czasu pomiędzy transmisją sygnału i jego odbiorem. Obsługuje on zarówno nadajnik jak i odbiornik. Ponadto kontroler monitoruje działanie urządzenia i pozwala na wykonywanie komend. Instrukcje przesyłane do instrumentu są maksymalnie proste - obejmują włączenie i wyłączenie urządzenia, rozpoczęcie i zakończenie obserwacji, oraz ustawienia zysku. Kontroler przesyła uzyskane dane (wykrytą odległość, poziom sygnału i inne informacje do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Dane te są wysyłane co sekundę. Elektronika AOCP wykonuje wszystkie procedury autonomiczne za wyjątkiem AGC, po pozwoliło na zminimalizowanie masy instrumentu. Obrabia zarówno dane nawigacyjne jak i dane inżynieryjne.
-
NIRS3
Spektrometr podczerwieni dla trzech mikrometrów jest jednym z dwóch instrumentów pracujących w podczerwieni. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: wykonanie globalnego mapowania składu mineralnego powierzchni; wykonanie badań historii planetoidy pod kątem procesów związanych z modyfikacjami materiału skalnego zachodzącymi pod wpływem wody i nagrzewania; oraz określenie wpływu pogody kosmicznej na powierzchnię planetoidy poprzez obserwacje krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Główny nacisk położono na obserwacje pasma absorpcyjnego minerałów uwodnionych przy 3 μm.
NIRS3 pozwoli na mapowanie globalne ze współczynnikiem sygnału do szumu na poziomie 50 przy 2.6 μm, co umożliwi na określenie zawartości minerałów uwodnionych na powierzchni z dokładnością 1 - 2% wagowo. Tym samym obserwacje te dostarczą informacji na temat obecnego składu mineralnego powierzchni, pierwotnego składu planetoidy, procesów modyfikujących skład mineralny przebiegających z udziałem wody, metamorfizmu związanego z nagrzewaniem, oraz wpływu pogody kosmicznej na skład powierzchni. Poza badaniami geologii powierzchni i historii planetoidy informacje te posłużą do wyboru miejsca poboru próbek.
Planetoida 1999 JU3 należy do typu C, a obserwacje naziemne pozwoliły na wykrycie pasma absorpcyjnego przy 0.7 μm, charakterystycznego dla minerałów uwodnionych. Planetoidy tego typu są uważane za ciała macierzyste chondrytów typu C. Ta grupa meteorytów została jednak podzielona na szereg podgrup na podstawie składu chemicznego, struktury i stosunków izotopowych tlenu. Planetoidy typu C również są dzielone na szereg podgrup w zależności od skosu spektralnego i obecności poszczególnych pasm absorpcyjnych. Jednak relacje pomiędzy poszczególnymi podgrupami chondrytów węglistych a podgrupami planetoid typu C nie jest dobrze poznana. Przyczynia się do tego modyfikacja powierzchni planetoid na skutek oddziaływania pogody kosmicznej i nagrzewania, która zmienia ich cechy spektralne. Tak więc bezpośrednie obserwacje fragmentów powierzchni planetoidy o różnym wieku wykonywane w podczerwoni pozwolą na zebranie informacji pozwalających na powiązanie planetoidy typu Cg z konkretnym rodzajem meteorytów. Ponadto do tego celu będą bardzo przydatne obserwacje sztucznego krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI, w którym odsłonięty zostanie materiał słabo zmieniony przez pogodę kosmiczną.
-
Instrument NIRS3 składa się z jednostki detekcyjnej (NIRS3 Sensor Unit - NIRS3-S), jednostki elektroniki analogowej (NIRS3 Analog Electronics Unit - NIRS3-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (NIRS3 Digital Elecytronics Unit - NIRS3-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami (NIRS3 Harness - NIRS3-HNS). Konstrukcja urządzenia bazuje na spektrometrze NIRS (Near Infrared Spektrometer) sondy Hayabusa. W stosunku do tego urządzenia rozszerzono zakres spektralny co pozwoliło na wykonanie poszukiwań minerałów uwodnionych poprzez zastosowanie nowego detektora oraz systemu chłodzącego płaszczyznę ogniskowej i optykę. Instrument pracuje w zakresie spektralnym 1.8 - 3.2 μm (pasmo obserwowane przez NIRS kończyło się na 2 μm), co pozwala na obserwację minerałów zawierających grupę hydroksylową (2.7 μm) oraz minerałów uwodnionych (2.9 - 3.0 μm). Pole widzenia urządzenia ma szerokość 0.1°. Próbkowanie przestrzenne w czasie globalnego mapowania planetoidy z odległości 20 km wynosi około 40 m na spektrum. Podczas zbliżeń na odległość 1 km wynosi około 2 metry na spektrum.
Jednostka detekcyjna NIRS3-S znajduje się w dolnej części panelu przedniego (-X sondy). Mieści się w prostopadłościennej obudowie. Jest przymocowana do panelu strukturalnego sondy za pomocą 8 stopek. Oś optyczna urządzenia jest skierowana wzdłuż osi Z sondy. Jest równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1, TIR i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości jest skierowana w stronę nadiru. W skład spektrometru wchodzi zespół optyki przedniej, siatka dyfrakcyjna, zespół optyki tylnej oraz zespół detektora. Wszystkie komponenty urządzenia są umieszczone na wspólnej ławie optycznej. Światło jest wprowadzane do spektrometru przez otwór wejściowy otoczony przegrodą chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma on średnicę 32 mm. Następnie wchodzi do układu optycznego. W stosunku do spektrometru NIRS został on całkowicie zmieniony. Obejmuje łącznie 7 soczewek wykonanych z SiGe. Światło jest skupiane przez optykę przednią. Potem przechodzi przez szczelinę wejściową spektrometru. W obrębie szczeliny umieszczono migawkę elektromechaniczną. Pozwala ona na blokowanie i odblokowywanie światła przechodzącego przez szczelinę przy częstotliwości 100 Hz +/-10%. Umożliwia to na usunięcie prądu ciemnego podczas analizy danych. Po przejściu przez szczelinę światło przechodzi przez soczewki kolimujące i pada na siatkę dyfrakcyjną. Jest to płaska siatka typu transmisyjnego. Światło rozproszone na siatce wchodzi następnie do zespołu optyki tylnej. Jest przez nie rzutowane na płaszczyznę detektora umieszczonego w płaszczyźnie ogniskowej. Detektorem jest fotodioda złożona z arsenku galu (InAs) podzielona na 128 pikseli ustawionych w jednej linii. Piksele mają szerokość 100 μm i wysokość 50 μm. W stosunku do fotodiody InGaAs (64 piksele) instrumentu NIRS nowy detektor pozwolił na rozciągnięcie pomiarów do 3 μm. Ponadto 20-krotne zwięśzenie pojemności kondesnera pozwoliło na wykonywanie pomiarów trybie zarówno niskiego jak i wysokiego zysku. Częstotliwość odczytu detektora wynosi około 100 Hz. Próbkowanie spektralne jest dokonywane w skali 18 nm na piksel. Czas integracji może być zmieniany pomiędzy 10, 20, 40, 100, 200, 250, 400 i 600 μs oraz 1, 1.2, 1.6, 1.8, 2, 2.5, 4 i 10 ms. Sygnał z detektora jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki NIRS3-AE. Ponadto NIRS3-S jest wyposażony w źródło kalibracyjne w postaci lampy żarowej. Pozwala ono na wykonywanie kalibracji intensywności i częstotliwości. Odpowiednia temperatura we wnętrzu jednostki jest utrzymywana dzięki odpowiedniemu grzejnikowi. Ponadto detektor i optyka są chłodzone biernie za pomocą radiatora pokrywającego przednią część obudowy jednostki. Pozwala on na utrzymywanie tych komponentów w stabilnej temperaturze mniejszej od -80°C (193 K) w trakcie pomiarów. Umożliwia to zredukowanie wewnętrznego promieniowania podczerwonego oraz zmniejszenie poziomu prądu ciemnego.
Elektronika analogowa NIRS3-AE mieści się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora jest odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie jest ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) do 16 bitów na piksel i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwala na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej NIRS3-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto NIRS3-AE zawiera konwerter zasilania DC/DC odbierający napięcie 50V z zasilacza sondy (Power Supplying Unit - PSU) i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.
Elektronika cyfrowa NIRS3-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwala na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Posiada układ FPGA pozwalający na kontrolowanie czasów integracji na detektorze. Dane mogą być kompresowane zarówno bezstratnie jak i stratnie z zastosowaniem algorytmu JPEG2000. NIRS3-DE komunikuje się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire.
-
TIR
System mapujący w podczerwieni cieplnej jest jednym z dwóch instrumentów pracujących w podczerwieni. Pozwala na obrazowanie w zakresie podczerwieni termicznej i dzięki temu na określenie profili temperatur i ich zmienności w czasie podczas rotacji planetoidy. Tak więc umożliwia oszacowanie regionalnych różnic w inercji cieplnej. Będzie pracował podczas wszystkich faz badań planetoidy - w pozycji bazowej (Home Position - HP) w odległości 20 km; w czasie zbliżeń na odległość 5 i 1 km (Low Altitude Opperation - LA); w fazie obserwacji na niskich wysokościach podczas lądowań próbnych i właściwych (Close-up Opperation - CU) w odległości 1 - 0.1 km; oraz w trakcie lądowań (Touchdown - TD) na wysokościach poniżej 0.1 km. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: scharakteryzowanie budowy wewnętrznej ciała macierzystego planetoidy poprzez obserwacje głazów na powierzchni (w fazach LA, CU i HP); zidentyfikowanie materiałów tworzących warstwy podpowierzchniowe oraz określenie struktury tych warstw poprzez obserwacje ścian kraterów (LA i HP); globalne scharakteryzowanie planetoidy - porównanie pomiarów bezpośrednich z obserwacjami naziemnymi oraz wykonanie oceny jednorodności wnętrza planetoidy (HP i LA); oszacowanie efektu Yarkovskyego poprzez poszukiwania dowodów na zmiany w rotacji i trajektorii planetoidy następujące na skutek efektu termicznego (HP); określenie zmienności emisji termicznej w fazie kąta fazowego (HP); scharakteryzowanie geologii powierzchni poprzez obserwacje takich elementów jak wyrzuty materii z kraterów, osadów, zagłębień wypełnionych pyłem, częściowo pogrzebanych głazów i in. (LA i HP); określenie różnic pomiędzy warstwami powierzchniowymi i podpowierzchniowymi na podstawie obserwacji krateru wytworzonego przez impaktor SCI (LA,CU i TD); oraz scharakteryzowanie miejsc lądowań na planetoidzie (CU i TD).
Dane z instrumentu będą ponadto przydatne do wyboru miejsc poboru próbek oraz do umieszczenia zebranego materiału w szerokim kontekście geologicznym. Informacje o inercji cieplnej pozwolą na określenie wielkości ziaren regolitu i wybranie obszaru w którym ich wielkość jest optymalna dla instrumentu SMP. W tym celu zostaną wykorzystane pomiary uzyskane w fazach HP, LA i CU.
Urządzenie ma również znaczenie dla planowania przebiegu misji. Planety typu C charakteryzują się trudniejszym środowiskiem termicznym niż planetoidy typu S takie jak Itokawa. Wynika to ze znacznie mniejszego albedo co zwiększa temperaturę powierzchni. Tak więc pomiary inercji cieplnej będą bardzo istotne podczas planowania zbliżeń na małą odległość i lądowań na planetoidzie.
Instrument TIR składa się z jednostki detekcyjnej (TIR Sensor Unit - TIR-S), jednostki elektroniki analogowej (TIR Analog Electronics Unit - TIR-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (TIR Digital Electronics Unit - TIR-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami. Konstrukcja urządzenia bazuje na kamerze podczerwieni fal długich (Longwave Infrared Camera - LIR) sondy Akatsuki. Główne modyfikacje objęły przystosowanie urządzenia do innych wymogów środowiskowych oraz niewielkie zmiany w elektronice. Masa urządzenia wynosi 3.3 kg a normalny pobór mocy - 22 W. Instrument pracuje w zakresie spektralnym 8 - 12 μm. Pole widzenia (Field of View - FOV) ma wymiary 8 x 6 stopni. Całkowita dokładność pomiarów temperatury planetoidy wynosi 5 K przy 350 K.
Jednostka detekcyjna TIR-S znajduje się przy panelu dolnym (-Z) sondy. Jest zamocowana za pomocą 6 stopek. we wnętrzu pojazdu, na panelu tylnym (+X) tak, że jej optyka wystaje przez otwór w panelu -Z. Mieści się w prostopadłościennej obudowie. Oś optyczna urządzenia jest skierowana wzdłuż osi Z sondy. Jest równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1, NIRS3 i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości jest skierowana w stronę nadiru. W jej skład wchodzi system optyczny, zespół detektora oraz elektronika kamery.
Układ optyczny skupia światło na detektorze. Znajduje się w cylindrycznym tubusie. Jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem a także światłem słonecznym. Zasadniczym elementem systemu optycznego jest układ trzech soczewek wykonanych z germanu i umieszczonych cylindrycznym tubusie. Stosunek ogniskowej wynosi F/1.4. Temperatura optyki jest utrzymywana na poziomie 293 - 308 K za pomocą grzejnika kontrolowanego przez dedykowaną elektronikę (Heater-Controlling Electronics - HCE) co zapobiega odkształceniom związanym z rozszerzalnością cieplną. Za optyką znajduje się filtr ograniczający zakres spektralny rejestrowanego promieniowania.
Za optyką znajduje się mechaniczna migawka. Jest ona umieszczona bezpośrednio przed detektorem. Jest poruszana przez elektryczny silnik krokowy znajdujący się na przedzie jednostki TIR-S. Migawka pozwala na zamykanie otworu wyjściowego systemu optycznego w czasie gdy instrument jest oświetlany przez Słońce, a także stanowi cel kalibracyjny pozwalający na kalibrację pomiarów temperatury. W tym celu jest traktowana jako ciało doskonale czarne. W czasie naziemnej obróbki danych temperatura migawki jest dodawana do wartości każdego piksela obrazu reprezentującego różnice temperatur jasnościowych pomiędzy obserwowanym obiektem a migawką, co pozwala na uzyskanie mapy temperatury jasnościowej. Ponadto migawka pozwala na usunięcie szumu z obrazów. Detektor instrumentu charakteryzuje się dużą niejednorodnością czułości pomiędzy pikselami. Są one częściowo usuwane przez odpowiedni obwód analogowy przed ucyfrowieniem sygnału dzięki oprowadzonemu przed starem wzorcowi szumu na detektorze (On-chip Fixed Pattern Noise - OFPN), jednak część szumu nadal pozostaje w surowych danych. Tak więc w celu całkowitego usunięcia szumu instrument wykonuje na przemian serie zdjęć z migawką otwartą i z migawką zamkniętą. Następnie obrazy uzyskane przy zamkniętej migawce są odejmowane od obrazów uzyskane przy migawce otwartej w obrębie elektroniki cyfrowej. Każdy obraz uzyskany przy migawce otwartej i zamkniętej jest wytwarzany na drodze uśrednienia 128 obrazów surowych (pierwsze uśrednienie) uzyskiwanych w sposób ciągły z częstotliwością 60 Hz. Następnie uzyskiwane są 32 obrazy pozwalające na skorygowanie przesunięcia na detektorze. Są one również uśredniane (drugie uśrednienie).
Detektorem jest nie chłodzona macierz mikrobolmetrów (Uncooled Microbolometer Array - UMBA), model NEC 320. Obszar aktywny ma wyniary 328 x 248 pikseli. Szerokość pikseli wynosi 37 μm. Pole widzenia pojedynczego piksela (Instantaneous Field of View - IFOV) ma szerokość 0.877 mrad (0.05 stopnia). Detektor został zapożyczony z kamer podczerwieni dostępnych komercyjnie i sprawdzających się najlepiej dla obiektów o temperaturze pokojowej. W celu zapewnienia możliwości obserwacji obiektów dużo zimniejszych elektronika detektora została odpowiednio zoptymalizowana. Sygnał z detektora jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki kamery.
Detektor może pracować w temperaturze pokojowej, dzięki czemu nie było potrzebny stosowania dużych i ciężkich systemów chłodzących, zwykle niezbędnych dla kamer pracujących w podczerwieni z detektorami w postaci fotodiod. Dzięki temu instrument jest bardzo lekki i mały. Temperatura detektora jest ustabilizowana na 313 K przez małą chłodziarkę Peltiera. Stabilność termiczna systemu detektora, optyki i migawki jest bardzo istotna dla redukcji szumu tła wynikającego z wahań promieniowania cieplnego w środowisku. Jest też istotna dla kalibracji wrażliwości detektora.
Elektronika kamery odbiera dane z detektora oraz umożliwia kontrolę pracy jej poszczególnych elementów. Sygnały z przedwzmacniacza detektora są wzmacniane przez wzmacniacz wtórny, a następnie przesyłane do konwertera analogowo - cyfrowego (Analog to Digital Converter - ADC). Są ucyfrawiane do 12 bitów na piksel i przesyłane do elektroniki TIR-DE.
-
Jednostka elektroniki cyfrowej TIR-DE znajduje się we wnętrzu sondy, w prostopadłościennej obudowie przymocowanej do jej struktury w 10 punktach. Pozwala na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Jest połączona z TIR-S interfejsem SpaceWire pozwalającym na przesyłanie danych z dużą szybkością w czasie rzeczywistym. Obejmuje moduł obróbki obrazu oraz centralną jednostkę obróbki danych (Central Processing Unit - CPU). Moduł obróbki obrazów jest oparty na układzie FPGA (Field Programmable Gate Array) ACTEL RTAX2000S. Jest on identyczny z FPGA elektroniki cyfrowej kamer nawigacyjnych (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-DE) sondy. Używa lokalnego buforu pamięci (Flash) niezależnego od pamięci CPU. Pozwala na wykonywanie takich czynności jak dodawanie obrazów, odejmowanie obrazu uzyskiwanego w ciemności oraz kompensacja wadliwych pikseli. Ponadto wykonuje kompresję z użyciem algorytmów StarPixel i JPEG2000. StarPixel jest metodą kompresji bezstratnej o poziomie porównywalnym z osiąganym w przypadku stratnego algorytmu JPEG2000. Szybkość obróbki dla typowego obrazu uzyskiwanego w trakcie misji jest jednak średnio 30 razy wyższa . Jednostka CPU zawiera procesor oparty na standardzie Space Cube2. Z pozostałymi komponentami komunikuje się za pomocą interfejsu SpaceWire-D. TIR-DE komunikuje się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire. Może przesyłać dane do jego rejestratora jednoczęściowego z szybkością do 50 Mbps.
Elektronika analogowa TIR-AE mieści się również we wnętrzu sondy, w prostopadłościennej obudowie przykręconej do jej struktury za pomocą 4 stopek. Jest odpowiedzialna za dostarczanie zasilania do poszczególnych komponentów instrumentu. Zawiera konwerter zasilania DC/DC odbierający napięcie 50V z zasilacza sondy (Power Supplying Unit - PSU) i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych elementów TIR.
-
RS
Eksperyment radiowy sondy Hayabausa 2 umożliwa wykonanie badań pola grawitacyjnego oraz rozkładu masy we wnętrzu planetoidy. Wraz z modelem kształtu planetoidy umożliwi to określenie jej gęstości, a tym samym na zebranie informacji na temat struktury wewnętrznej tego obiektu. W czasie badań planetoidy sonda wykona serię zbliżeń i oblotów tego obiektu. Najdokładniejsze pomiary masy planetoidy zostaną dokonane podczas zbliżeń na odległości do 1 km. Zostaną one wykonane 2 - 6 razy, w zależności od ilości paliwa.W ich trakcie sonda będzie opadała na powierzchnię swobodnie, nie wykonując żadnych manewrów silnikowych, co stworzy bardzo dogodne warunki dla pomiarów grawimetrycznych. Po zbliżeniu i manewrze rozpoczynającym w znoszenie będzie oddalać się od planetoidy również w sposób swobodny.
W eksperymencie RS zostanie użyty system komunikacyjny sondy. Będzie on wykonywany na bazie dwuścieżkowego śledzenia przesunięć dopplerowskich w sygnale emitowanym głównie przez anteny wysokiego zysku. Zmiany w zakresie pzresunięć będą spowodowane zmianami szybkości sondy względem Ziemi. Umożliwią określenie masy planetoidy oraz jej zróżnicowania. Częstotliwości odniesienia dostarcza oscylator ultrastabilny dostarczony przez NASA.
-
Cel misji - planetoida 1999 JU3
Planetoida 1999 JU3, znana również pod numerem katalogowym 162173 została odkryta 10 maja 1999 r podczas przeglądu LINEAR (Lincoln Near-Earth Asteroid Research) prowsadzonego przez Siły Powietrze USA, NASA i Laboratorium Linkolna (Lincoln Laboratory) w MIT (Massachusetts Institute of Technology) za pomocą teleskopu znajdującego się na poligonie White Sands (White Sands Missile Range - WSMR) w pobliżu miejscowości Socorro w Nowym Meksyku. Jest to planetoida typu NEO. Jej orbita charakteryzuje się półosią wielką 1.1896 AU, ekscentrycznością 0.1902 i inklinacją 5.8838 stopnia. Peryhelium znajduje się w odległości 0.9633 AU od Słońca a aphelium - w odległości 1.4159 AU. Okres obiegu wynosi 473.9 dnia (1.30 roku ziemskiego).
Model kształtu planety został opracowany na bazie obserwacji fotometrycznych wykonanych przez wiele obserwatoriów w latach 2007 - 2008. Bryła planety ma postać zbliżoną do sfery. Największy promień ma długość 495 m a najmniejszy - 374 m. Stosunki długości poszczególnych osi wynoszą 1.3 : 1.1 : 1.0. Największa średnica jest szacowana na 0.922 +/- 0.048 km. Okres rotacji wynosi 0.3178 dnia (około 7.6). Albedo wynosi 0.063 +/- 0.006. Jasność absolutna wynosi 18.82 magnitudo. Masa jest szacowana na 4.8 x 10^11 kg, szybkość ucieczki na 32 x 10^-9 km^3/s^2, a gęstość na 1.4 g/cm^3, przy czym szacunki te są bardzo niepewne. Planetoida ta należy do typu spektralnego Cg.
-
Historia misji
Misja Hayabusa 2 została zaproponowana po raz pierwszy już w 2006 r, jeszcze podczas trwania misji Hayabusa. W tym okresie planowano wykorzystanie pojazdu tylko nieznacznie zmodyfikowanego w stsunku do sondy Hayabusa, co pozwalało na bardzo szybkie rozpoczęcie projektu. Głównym celem proponowanej misji było pozyskanie próbek z planetoidy węglistej. Podstawowym obiektem branym pod uwagę już wtedy była 1999 JU3. Start był możliwy podczas okien startowych w 2010 i 2011 r. W tym czasie jednak projekt nie uzyskał finansowania. Propozycja misji została zgłoszona ponownie w 2009 r. Tym razem zaproponowano wprowadzenie szeregu modyfikacji sondy, w tym użycie impaktora i anteny planarnej pasma X. Jako termin startu wybrano grudzień 2014 r. Zapasowe okna startowe istniały też w czerwcu i grudniu 2015 r. Uzyskano wtedy finansowanie pozwalające na wstępne zdefiniowanie misji. Następnie projekt pomyślnie przeszedł przegląd wstępny (Preliminary Design Review - PDR), dzięki któremu został przyjęty do realizacji w maju 2011 r. Wtedy też wszedł w fazę B. Z powodu nie przyjęcia do realizacji misji MarcoPolo w ESA 16 marca 2012 r do sondy dołączono też MASCOT. Początkowo rozważano szerszą współpracę międzynarodową - dostarczenie spektrometru podczerwieni (Miniature Multi Mineral Mapper - miniM3) przez NASA oraz spektrometru obrazującego (Marco Polo Imaging Spectormeter - MAPIS) przez ESA. Propozycje te nie zostały jednak zrealizowane. Ostatecznie jednak jedynym zagranicznym sprzętem na sondzie stał się lądownik MASCOT oraz oscylator ultrastabilny i elektronika zabezpieczona przed promieniowaniem dostarczone przez NASA. W tym okresie dodano również drugą antenę HGA, pracującą w paśmie Ka. Jej zastosowanie na sondzie okazało się stosunkowo łatwe technicznie. Pozwalała ona na przetestowanie łączności w tym paśmie, którego obsługa jest trudniejsza niż w przypadku pasma X. Ponadto druga antena zwiększała wiarygodność sondy, pozwalała na przesłanie większej ilości danych oraz umożliwiała dokładniejszą nawigację. W marcu 2012 r odbył się krytyczny przegląd projektu (Critical Design Review - CDR). W kwietniu 2012 rozpoczęto wytwarzanie poszczególnych podsystemów sondy. Między styczniem a kwietniem 2013 r przeprowadzono pierwsze testy integracji poszczególnych komponentów. Pozwoliły one na zweryfikowanie połączeń pomiędzy poszczególnymi urządzeniami oraz między nimi a busem sondy. Między październikiem 2013 r a wrześniem 2014 r pojazd został zmontowany i przetestowany.
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.
-
PRZEBIEG MISJI
Sonda Hayabusa 2 wystartowała 3 grudnia 2015 r. 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. Rakieta ta charakteryzowała się masą startową 117 ton. Stopień 1 miał wysokość 37.2 m i średnicę 4 metrów. Był wyposażony w silnik LE-7A o długości 3.7 metra. Jego całkiwty ciąg w próżni wynosił 109 000 kg. Używał on ciekłego wodoru jako paliwa oraz ciekłego tlenu jako utleniacza. Łączna masa tych składników wynosiła około 100 ton. Po bokach stopnia 1 umieszczone były dwa silniki pomocnicze na paliwo stałe o wysokość 15.1 metra i średnicy 2.5 metra. Zawierały 65 040 kg paliwa i dostarczały 2260 kN ciągu. Stopień 2 miał wysokość 9.2 metra oraz średnicę 4 metrów. Zawierał 16 600 kg ciekłego wodoru i tlenu. Był wyposażony w silnik LE-5B dostarczający 13 970 kg ciągu. Wraz z sondą wyniesione zostały trzy inne obiekty: PROCYON (Proximate Object Close Flyby with Optical Navigation) - demonstrator miniaturowej sondy kosmicznej, Shin’en-2 - niewielki statek kosmiczny z wyposażeniem radiowym pozwalający na zademonstrowanie możliwości odbioru przez amatorów sygnału wysyłanego przez pojazd na orbicie okołosłonecznej, oraz ArtSat-2/DESPATCH - rzeźba wykonana techniką druku 3D wyposażona w system radiowy transmitujący poezje.
Start odbył się o godzinie 04:22:04 UTC. Po 70 sekundach od startu rakieta przekroczyła szybkość dźwięku i przeszła przez obszar o maksymalnym ciśnieniu aerodynamicznym. Po 99 sekundach od startu pracę zakończyły silniki pomocnicze. Zostały one odrzucone 9 sekund później, po 1 minucie i 48 sekundach od startu, gdy wytraciły już cały ciąg rezydentny. W tym czasie rakieta znajdowała się na wysokości 53 km. Po 4 minutach i 10 sekundach od startu, na wysokości 130 km odrzucona została owiewka. Po 6 minutach i 36 sekundach od startu, na wysokości około 200 km stopień 1 został wyłączony. 8 sekund później został odrzucony za pomocą systemu pirotechnicznego. 6 sekund po odrzuceniu stopnia 1 po raz pierwszy uruchommy został silnik LE-5B stopnia 2. Manewr ten trwał 4.5 minuty. Następnie silnik został wyłączony, a zespół stopień 2 / Hayabsa 2 wszedł na orbitę parkingową przebiegającą na wysokości około 250 km. Potem przez okres 1 godziny, 28 minut i 5 sekund rakieta poruszała się po orbicie z wyłączonym silnikiem. Był to rekordowo długi okres, w tym czasie rakieta pokonała prawie całą orbitę. W związku z tym izolacja pokrywająca stopień 2 została specjalnie pomalowana białą farbą. Zapobiegało to nagrzewaniu paliwa kriogenicznego przez słońce. W celu zapobieżenia powstawaniu gradientu termicznego stopień 2 wykonywał manewry zmiany orientacji przestrzennej, pozwalającej na uzyskanie równomiernego nagrzewania powierzchni. W czasie lotu orbitalnego rakieta przeleciała nad Oceanem Spokojnym, Ameryką Południową, Atlantykiem, centralną Afryką, Półwyspem Arabskim, południową Azją i południową Japonią. Tam, po 1 godzinie i 39 minutach od startu silnik stopnia 2 został uruchomiony ponownie. Manewr ten trwał 4 minuty i pozwolił na przejście na orbitę okołosłoneczną z szybkością 11.8 km/s. Silnik został wyłączony po 1 godzinie i 43 minutach od rozpoczęcia misji. Następnie rakieta wykonała manewr zmiany orientacji przestrzennej przed uwolnieniem sondy. Hahaybsa 2 odłączyła się od rakiety po 1 godzinie i 47 sekundach od startu. Następnie rozłożyła panele słonecznie bez problemów nawiązała łączność ze stacjami naziemnymi. Tymczasem 6 minut po uwolnieniu sondy od drugiego stropnica odłączył się pojazd Shin’en 2. ArtSat-2/DESPATCH został uwolniony po 1 godzinie i 58 sekundach od startu. Jako ostatni ładunek odłączył się PROCYON. Start zakończył się pełnym sukcesem. Był to jeden z najbardziej skomplikowanych startów z użyciem rakiety H2A.
-
Po starcie rozłożono tubę instrumentu SMP co zostało potwierdzone przez zdjęcia z kamery CAM-H oraz zwolniono blokady mechanizmów pochylających siniki jonowe. Wykonano również testy weryfikujące zdolność trójosiowej kontroli orientacji przestrzennej oraz precyzję określania parametrów orbity z użyciem pomiarów naziemnych. 5 grudnia pojazd znalazł się w pełni stabilnym stanie.
Po uzyskano w pełni stabilnej konfiguracji po stracie rozpoczęto okres testów poszczególnych systemów sondy. Był on zaplanowany na 3 miesiące. 7 i 8 grudnia wykonano pomiary wzorca wiązki anten średniego zysku pracujących w paśmie X, testy odbierania danych przez stacje naziemne oraz weryfikację funkcjonowania całego systemu komunikacyjnego pasma X. 9 grudnia przeprowadzono testy baterii. 10 grudnia odbyły się testy spektrometru NIRS3. 11 grudnia przeprowadzono testy kamer nawigacyjnych, instrumentu TIR oraz kamery odłączanej DCAM3. W dniach 12 - 15 grudnia przeprowadzono weryfikację funkcjonowania wszystkich jednostek systemu AOCS. 16 grudnia przeprowadzono weryfikację stanu lądowników MINERVA-II i MASCOC a 17 grudnia - kapsuły powrotnej i impaktora SCI. 18 grudnia odbyło się testowe pozycjonowania anteny X-HGA na 5 pozycji oraz przygotowanie silników jonowych do uruchomienia. Pomiędzy 19 a 22 grudnia przeprowadzono nagrzewanie silników jonowych. Pomiędzy 23 a 26 grudnia odbyły się pierwsze testy napędu jonowego. W ich trakcie poszczególne silniki były uruchamiane pojedynczo. Silnik A przeszedł testy 23 grudnia, silnik B - 24 grudnia, silnik C - 25 grudnia, a silnik D - 26 grudnia. Uzyskano ciąg na poziomowe 7 - 10 mN. Pomiędzy 27 grudnia 2014 r a 4 stycznia 2015 r przeprowadzono pierwsze pomiary nawigacyjne DDOR (Delta Differential One-way Ranging). Pomiędzy 5 a 7 stycznia przeprowadzono pierwsze testy systemu komunikacyjnego pracującego w paśmie Ka, transmisję danych do stacji naziemnych oraz pomiary wzorca wiązki anteny Ka-HGA. Pomiędzy 9 a 10 stycznia przeprowadzono pomiary nawigacyjne DOR (Differential One-way Ranging) w paśmie Ka z wykorzystaniem wszystkich stacji DSN oraz pomiary odległości do sondy. 11 stycznia odbyły się przygotowywania do ponownego uruchomienia silników jonowych. W dniach 12 - 15 stycznia wykonano test napędu jonowego w trakcie którego jednocześnie pracowały 2 silniki. Para silników A i C przeszła testy 12 stycznia, para C i D - 13 stycznia a para A i D - 14 stycznia. 15 stycznia ponownie uruchomiono parę A i C. 16 stycznia wykonano testy pracy jednocześnie trzech silników, A, C i D. Uzyskano ciąg na poziomie 28 mN, co było przewidywaną wartością. Pomiędzy 19 a 20 stycznia wykonano testy autonomicznej pracy napędu jonowego przez okres 24 godzin. Używano wtedy pary silników A i D. 23 stycznia odbyły się testy instrumentu LIDAR, sensora LRF oraz lampy FLASH. Pomiędzy 20 stycznia a 2 lutego wykonano ostatnie testy weryfikujące działanie sondy. W ich trakcie używano wielu instrumentów jednocześnie. Oceniono również wpływ ciśnienia promieniowania słonecznego na działanie sondy i zachowanie sondy podczas śledzenia Słońca, oraz wykonano końcowe testy systemu AOCS (w tym kół rekacyjnych) i napędu jonowego.
Pojazd rozpoczął fazę normalnego lotu międzyplanetarnego 2 marca 2015 r. 3 lutego znajdował się w odległości 162 450 000 km od Słońca, 35 900 000 km od Ziemi i poruszał się z szybkością 27.36 km/s. Deklinacja wynosiła -8.57 stopnia, a rektasesja 91.94 stopnia.
Trajektoria lotu do planetoidy nosi nazwę EDVEGA (Electric Delta-V Earth Gravity Assist). W czasie lotu do zmian kształtu orbity okołosłonecznej używany będzie napęd jonowy. Sonda wykona również manewr wsparcia grawitacyjnego podczas przelotu koło Ziemi. Przed przelotem koło Ziemi silniki jonowe będą pracowały w trakcie dwóch okresów, przez łączny czas około 600 godzin (25 dni).
Przelot koło Ziemi zostanie wykonany w grudniu 2015 r. Pozwoli na uzyskanie dużej zmiany szybkości.
-
Pojazd dotrze co planetoidy w lipcu 2018 r. Podczas końcowej fazy zbliżania się do planetoidy wykonane zostaną jej optyczne obserwacje nawigacyjne za pomocą urządzeń STT, ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2. Pozwolą one na zaplanowanie ostatnich korekt trajektorii. Korekty zostaną wykonane za pomocą silników chemicznych. Następnie sonda zajmie pozycję stacjonarną względem planetoidy w odległość do około 20 km, od strony Ziemi. Będzie to tzw. pozycja bazowa (Home Position - HP) z której będą rozpoczynane wszystkie inne manewry. Manewry pozwalające na jej utrzymanie będą planowane z użyciem danych nawigacyjnych z instrumentów STT, ONC-T, ONC-W1, ONC-W2 i LIDAR. Z pozycji HP wykonane zostaną globalne obserwacje planetoidy w wysokiej rozdzielczości. Instrumenty ONC-T i ONC-W1 pozwolą na precyzyjne określenie kształtu planetoidy, jej objętości i okresu rotacji. Pozwolą też na uzyskanie map powierzchni. TIR dostarczy danych na temat właściwości cieplnych powierzchni i rozkładu temperatur a NIRS3 - na temat różnic w składzie mineralnym. LIDAR pozwoli na mapowanie topograficzne.
W okresie od 18 listopada 2018 r do 1 stycznia 2019 r będzie miała miejsce koniunkcja ze Słońcem, która utrudni komunikację. W związku z tym dla zapewnienia bezpieczeństwa sonda oddali się od planetoidy na okres około 1 miesiąca. Następnie wróci w pozycję HP.
W czasie badań planetoidy sonda wykona kampanię operacji w niewielkiej odległości (Low Altitude Opperation - LA). W jej ramach przeprowadzi serię jej oblotów. Pozwolą one na systematyczne mapowanie topograficzne planetoidy za pomocą instrumentu LIDAR. Pozycja środka masy planetoidy i jego orbity okołosłonecznej nie będzie dokładnie znana w czasie wykonywania pomiarów. Tak więc błąd w określaniu pozycji sondy względem środka masy będzie na tyle duży, że dane z LIDAR nie będą mogły być bezpośrednio przekształcone na model kształtu. Jednak podczas oblotów - w czasie gdy pojazd nie będzie wykonywał manewrów pozwalających na utrzymanie stacjonarnej pozycji względem planetoidy - będzie poruszał się po trajektorii w formie krótkiego łuku. W tym czasie błędy w określaniu pozycji sondy znajdują się w zakresie rozdzielczości LIDAR. Tak więc planowane jest wykonanie skanowania powierzchni planetoidy na takich trajektoriach kilkadziesiąt razy. Pomiary pokryją całą powierzchnię, a ponadto linie skanowania będą się przecinać. Punkty przecięcia się linii skanowania dostarczą głównego systemu odniesienia dla modelu kształtu, który następnie zostanie połączony z modelami DEM uzyskanymi ze zdjęć z kamer nawigacyjnych.
Ponadto w ramach kampanii LA sonda wykona serię zbliżeń na małą odległość w celu wykonania obserwacji o wysokiej rozdzielczości nad wybranymi obszarami. Będą to zbliżenia na odległość 5 i 1 km. Zbliżenia na odległości do 1 km zostaną wykonane 2 - 6 razy, w zależności od ilości paliwa. Poza obrazowaniem pozwolą na najprecyzyjniejsze pomiary masy planetoidy. W ich trakcie sonda będzie opadała na powierzchnię swobodnie, nie wykonując żadnych manewrów silnikowych. Po zbliżeniu i manewrze rozpoczynającym wznoszenie będzie oddalać się od planetoidy również w sposób swobodny. Stworzy do najdogodniejsze warunki dla pomiarów grawimetrycznych. Zostaną one wykonane dzięki dwuścieżkowemu śledzeniu dopplerowskiemu.
Dane zebrane z pozycji HP oraz w czasie operacji LA (zwłaszcza podczas zbliżeń) pozwolą na wybranie lokalizacji w których zostaną wykonane lądowania próbne (Touchdown Rehearsal - TD-Rehearsal) połączone z uwolnieniem lądowników, lądowania właściwe (Touchdown - TD) pozwalające na pobranie próbek, oraz na wytypowanie miejsca w którym zostanie wytworzony sztuczny krater. Ponieważ oś rotacji planetoidy jest nachylona do linii prostopadłej do płaszczyzny ekliptyki pod innym kątem niż w przypadku Itokawy obszar planetoidy zwrócony w kierunku Ziemi (nad którym będzie znajdować się pozycja HP) będzie zmieniał się w czasie. Tym samym obszar dostępny dla pionowego opadania na powierzchnię również będzie się zmieniał. Dzięki temu globalne mapowanie planetoidy z pozycji HP i operacje związane z okresowym opuszczaniem HP będą wykonywane jednocześnie. Nominalnie planowane jest prowadzenie trzech lądowań TD, z których każde powinno być poprzedzone lądowaniem próbnym pozwalającym na zweryfikowanie zachowania się autonomicznego systemu nawigacyjnego w danym obszarze planetoidy. Ostatnie z lądowań odbędzie się w obrębie wyrzutów materii z krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI.
Lądowania próbne będą wyglądać tak samo jak lądowania właściwe za wyjątkiem odłączenia znacznika celu TM. Będą przerywane na wysokości około 30 metrów, po wykryciu powierzchni przez sensor LRF. Następnie pojazd będzie wracał na pozycję HP.
-
Pełne lądowanie TD połączone z pobraniem próbek w obszarze naturalnym (nie skraterowanym sztucznie) będzie podzielone na trzy fazy: opadanie wstępne (faza I), lądowanie autonomiczne (faza II) oraz opadanie z uwzględnieniem orientacji powierzchni i pobranie próbki (faza III). Faza I będzie ropozczynać się od opuszczenia pozycji HP. Następnie pojazd będzie powoli zbliżał się do planetoidy. W tym czasie używana będzie nawigacja mieszana - naziemna i pokładowa (Ground/Onboard-Based Hybrid Navigation - GCP-NAV). Szybkość opadania w pionie będzie kontrolowana pokładowo w zakresie 0.1 - 1 m/s, głównie dzięki pomiarom odległości do planetoidy dokonywana za pomocą instrumentu LIDAR. Szybkość w poziomie będzie kontrolowana na podstawie zdjęć z kamery ONC-W1. Obliczenia i generowanie komend będzie wykonywane na Ziemi. Śledzenie cech powierzchni planetoidy (Ground Control Points - GCP) pozwoli na precyzyjne określanie pozycji i szybkości sondy względem planetoidy. Na tej podstawie zostanie określona preferowana trajektoria lądowania. Po przesłaniu odpowiednich komend z Ziemi pojazd wykona manewr horyzontalny względem planetoidy, który pozwoli na rozpoczęcie systematycznego zmniejszania wysokości. Następnie utworzone zostanie sprzężenie zwrotne komend i pomiarów naziemnych oraz pokładowych, z opóźnieniem czasowym około 40 minut (odległość od Ziemi 2.4 AU). Ten sposób prowadzenia pomiarów nawigacyjnych oraz korekt trajektorii będzie kontynuowany do osiągnięcia wysokości około 100 metrów. Tam też rozpocznie się faza II. Będzie to faza w pełni autonomiczna, ponieważ interwencja z Ziemi nie będzie możliwa na skutek dużego opóźnienia czasowego i szybkiego wykonywania kolejnych korekt trajektorii i orientacji przestrzennej. Na wysokości około 100 metrów uwolniony zostanie znacznik celu TM, który następnie opadnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy szybkość opadania. Dzięki temu znacznik opadnie na powierzchnię zanim pojazd dotrze w jej bezpośrednie pobliże. TM będzie następnie oświetlany lampą FLASH włączaną i wyłączaną co 2 sekundy. Będzie fotografowany przez kamerę ONC-W1, używaną na wysokościach od 50 do 5 metrów. Odjęcie obrazów przed i po osiedleniu znacznika pozwoli na precyzyjne wyznaczenie jego pozycji. Tym samym pozwoli na korektę położenia sondy oraz na stopniowe zmniejszanie jej szybkości pionowej. Dzięki temu pojazd będzie opadał na powierzchnię bezpośrednio nad znacznikiem. Po dotarciu na wysokość 30 metrów (zmierzoną za pomocą LIDAR) włączony zostanie dalmierz laserowy LRF. Jego cztery wiązki wykryją powierzchnię i umożliwią określenie orientacji sondy względem nierównego terenu. Dzięki temu pojazd wykona autonomiczne manewry korekty orientacji przestrzennej, które pozwolą na opadanie po trajektorii zgodniej z lokalnym kierunkiem pionowym. Po dotarciu na wysokość 5 metrów pojazd rozpocznie całkowicie swobodne spadanie. Następnie koniec tuby systemu SMP uderzy w powierzchnię. Spowoduje to skrócenie się tuby, co zostanie wykryte za pomocą LRF. Ponadto detekcję lądowania umożliwi wykrycie zmiany tempa rotacji sondy wzdłuż poszczególnych osi oraz zmiany jej przyspieszenia za pomocą sensorów IMU i ACC. Zaraz po dotknięciu powierzchni z systemu SMP wystrzelony zostanie pocisk który wybije pył z powierzchni. Chwilę później sonda rozpocznie wznoszenie. W tym czasie pył wprowadzony do tuby oraz ziarna regolitu zaklinowane w ząbkach na końcu SMP przelecą przez cały system poboru próbek i dostaną się do odbiornika próbek. Podczas lądowań będą również wykonywane obserwacje naukowe, na segmentach w których nie będą prowadzone krytyczne czynności nawigacyjne. Takie obserwacje (Close-up Opperation - CU) będą mogły być wykonywane na wysokościach tak małych jak 1 - 0.1 km. Po pobraniu próbek pojazd powróci do pozycji HP.
-
Wytwarzanie krateru zostanie przeprowadzone za pomocą impaktora SCI. Rozpocznie się od opuszczenia pozycji HP i zbliżenia się na zaplanowaną małą odległość. SCI nie posiada systemu naprowadzającego i systemu kontroli orientacji przestrzennej, dlatego też jego uwolnienie będzie musiało zostać wykonane w odpowiedniej pozycji względem planetoidy. Optymalna odległość to 500 m. Po odłączeniu SCI wszystkie operacje będą wykonywane w pełni autonomicznie. Impaktor będzie swobodnie opadał w kierunku planetoidy pod wpływem jej grawitacji. W tym czasie będzie stabilizowany obrotowo. Jego system SAD zostanie przełączony z pozycji bezpiecznej na pozycję uzbrojoną. Czas detonacji ładunku wybuchowego będzie kontrolowany przez sekwenser. W czasie eksplozji materiału wybuchowego struktura impaktora zostanie rozerwana, co wytworzy odłamki poruszające się z szybkością zbliżoną do szybkości powstałego pocisku. Mogłyby one uderzyć w sondę. Tak więc po około 1 minucie od odłączeniu impaktora pojazd wykona manewr ucieczki w kierunku poziomym względem planetoidy. Następnie wykona manewr ucieczki pionowej. Pozwoli on na szybkie przemieszczenie się na przeciwległą stronę planetoidy. W trakcie manewru ucieczki pionowej zostanie uwolniona kamera odłączana DCAM3, która będzie fotografowała eksplozję SCI oraz opadanie materii wyrzuconej w czasie zderzenia. Obserwacje wachlarza wyrzuconej materii dostarczą informacji na temat właściwości mechanicznych warstw podpowierzchniowych oraz na temat dynamiki opadania materii na małej planetoidzie.
Czas w którym nastąpi detonacja będzie bardzo istotnym parametrem. Krótki czas pomiędzy oddzieleniem a detonacją spowodowałby, że zmiana szybkości wymagana podczas manewru ucieczki sondy byłaby wysoka. Zbyt długi czas mógłby spowodować zderzenie SCI z planetoidą przed detonacją. Ponadto wydłużenie czasu zmniejszałoby dokładność uderzenia w wybrane miejsce, ponieważ zwiększałoby błędy w pozycji impaktora. Optymalnie czas między oddzieleniem a detonacja wynosi 2400 s. Dokładność uderzenia pocisku będzie zależeć od pozycji i szybkości sondy w czasie uwolnienia SCI, oraz szybkości separacji uzyskanej dzięki mechanizmowi oddzielającemu. Zależy również od orientacji przestrzennej SCI. Błąd pozycjonowania w czasie oddzielenia wprowadziłby nutację osi obrotu która zmniejszyłaby dokładność. Powinien być mniejszy od 20 stopni. Testy mechanizmu obdzielającego i symulacje numeryczne wykazały, że punkt uderzenia będzie znajdował się w okręgu o promieniu około 200 metrów.
Po operacji kraterowania sonda wróci do pozycji HP, gdzie zostanie zweryfikowane powodzenie przedsięzęcia. W dalszej kolejności sonda oddali się od planetoidy na odległość około 200 km w celu uniknięcia ewentualnego zderzenia z odłamkami wyrzuconymi z powierzchni. W takiej pozycji spędzi około 2 tygodnie. Następnie powróci w okolice planetoidy w celu wykonania obserwacji sztucznego krateru i pobrania próbek z jego okolic. Obserwacje krateru i wyrzutów materii za pomocą instrumentów ONC-T, NIRS3 i TIR dostarczą podstawowych danych na temat wyrzutów baterii i świeżego materiału odsłoniętego we wnętrzu krateru. Wraz z wynikami testów laboratoryjnych i symulacji pozwolą one na oszacowanie właściwości fizycznych materiału podpowierzchniowego oraz na dostosowanie zasady skalowania (zależności między wielkością i głębokością krateru a odległością w której lądują wyrzucone fragmenty) dla małej planetoidy. Dynamika opadania wyrzutów materii w środowisku o małej grawitacji jest słabo poznana. Tym samym możliwe będzie określenie głębokości z jakiej zostały wybite próbki pozyskane z obszaru pokrytego wyrzuconą materią. Podczas interpretacji wyników badań próbek będzie to bardzo istoty czynnik.
Po wytworzeniu krateru wykonane zostanie pobranie próbek w obrębie otaczających go wyrzutów materii. Proces pobierania próbek będzie przebiegał podobnie jak we wcześniejszym okresie. Jednak z powodu konieczności zapewnienia wyższej precyzji lądowania planowane jest poprzedzenie go kilkoma lądowaniami próbnymi. Ich liczba będzie zależała od zastanej sytuacji i ewentualnych problemów. W ich trakcie uwalniane będą znaczniki TM. Łącznie w pobliżu krateru planowane jest umieszczenie trzech znaczników.
-
Prace w pobliżu planetoidy potrwają łącznie około 1.5 roku. Pojazd opuści okolice planetoidy w grudniu 2019 r. W dalszej kolejności będzie modyfikował orbitę okołosłoneczną z użyciem napędu jonowego.
Sonda dotrze do Ziemi pod koniec 2020 r. Wykona wtedy serię korekt trajektorii naprowadzających ją na kurs kolizyjny z Ziemią. Ostatnia korekta, wykonana na trzy dni przed lądowaniem kapsuły naprowadzi trajektorię na centrum obszaru lądowania. Kapsuła SRC zostanie odłączona na 8 godzin przed lądowaniem. Następnie będzie poruszać się po trajektorii kolizyjnej z Ziemią w sposób całkowicie pasywny. W tym czasie będzie stabilizowana obrotowo. Po wejściu w atmosferę z szybkością około 11.6 km/s wytraci większość energii kinetycznej. Na wysokości 5 km zostaną odrzucone osłony górna i dolna. Następnie moduł IM rozłoży spadochron i opadając pionowo wyląduje na poligonie Woomera (Woomera Test Range) w Australii. Sygnał radiolatarni emitowany przez antenę znajdującą się w jego dolnej części pozwoli na szybkie zlokalizowanie IM i jego odzyskanie.
Tymczasem sonda wykona manewr korekty trajektorii zapobiegający wejściu w atmosferę. Tak więc po uwolnieniu kapsuły pozostanie na orbicie okołosłonecznej. Jeśli będzie pozostawać w dobrym stanie zostanie wykorzystana do misji rozszerzonej.