Autor Wątek: Hayabusa (kompendium)  (Przeczytany 25744 razy)

0 użytkowników i 1 Gość przegląda ten wątek.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #30 dnia: Marzec 08, 2015, 18:11 »
LIDAR
 Wysokościmierz laserowy był instrumentem posiadającym zarówno cele naukowe jak i inżynieryjne. Cele naukowe były realizowane głównie w pozycji stacjonarnej, w odległości 20 - 7 kilometrów od planetoidy. Podstawowym celem naukowym instrumentu było opracowanie globalnych modeli kształtu i map topograficznych powierzchni planetoidy. Wraz z informacjami na temat masy planetoidy wyprowadzonych z obserwacji przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy umożliwiło to określenie gęstości planetoidy, i co za tym idzie zebranie informacji na temat jej budowy wewnętrznej.

Jako instrument nawigacyjny LIDAR był używany w odległości od 50 km do 30 metrów od planetoidy. W czasie prac w pobliżu planetoidy pozwalał na precyzyjne pomiary pozycji sondy względem niej. Dane te, wraz z informacjami z SST oraz ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 były używane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji stacjonarnej względem planetoidy oraz manewrów polegających na jej opuszczeniu. W czasie lądowań na powierzchni planetoidy instrument dostarczał informacji na temat odległości od powierzchni i tempa opadania.  Były one wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.

Instrument LIDAR został umieszczony na panelu dolnym sondy Hayabausa (-Z), od strony -X. Jego oś optyczna była równoległa do osi instrumentów NIRS, ONC-T i ONC-W1. Podczas badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości instrument był skierowany w stronę nadiru. Urządzenie stanowiło 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 znajdowały się na ławie optycznej przymocowanej do obudowy, pozwalającej na zachowanie stabilnej pozycji obu elementów względem siebie. Cały system miał wymiary 240 x 228 x 250 mm i masę 3.7 kg. Był ponadto wyposażony w przymocowany z boku radiator o wymiarach 240 x 300 mm chłodzący laser i optykę. Pobór mocy wynosił 17.0 W (bez grzejnika o maksymalnej mocy 5 W). Urządzenie było maksymalnie kompaktowe w celu zminimalizowania wielkości i masy. Elektronika charakteryzowała się minimalnym poborem mocy. Zminimalizowano również wymagania dotyczące programowania oraz ilość produkowanych danych.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #31 dnia: Marzec 08, 2015, 18:12 »
 Instrument emitował impulsy laserowe które odbijały się od powierzchni planetoidy i powracały do urządzenia, gdzie były rejestrowane przez odbiornik. Dzięki pomiarom czasu powrotu impulsu, biorąc pod uwagę rozpraszanie sygnału przez nachylenie i szorstkość powierzchni oraz wewnętrzne opóźnienia instrumentu uzyskiwane były pomiary odległości sondy do powierzchni planetoidy. Tym samym uzyskiwana była wysokość utworów powierzchniowych.

Nadajnik laserowy obejmował laser pompowany przez diodę Nd:Cr:YAG oraz optykę transmitującą wiązkę. W skład lasera wchodził pryzmat Porro, dwie powierzchnie klinowe, dwie powierzchnie falowe, komórka Pockela LiNbO3, pryzmat trapezoidalny, polaryzator, dioda z prętem Nd:Cr:YAG oraz zwierciadło wyjściowe. Laser posiadała dwa miniaturowe konwertery DC/DC, ładowarkę w postaci kondensatora i zasilacz wysokiego napięcia obsługujące komórkę Pockela. Taka konfiguracja pozwalała na uzyskanie małej masy urządzenia. Po opuszczeniu lasera wiązka była rozdzielana na dwie przez rozdzielacz wiązek. Jedna z uzyskanych wiązek trafiała do detektora w postaci krzemowej fotodiody lawinowej (Avalanche Photodiode - APD). Sygnał z fotodiody był 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 był dryf termiczny, co pozwalało na stałe zachwycanie wybranej długości fali i redukcję szumu. Druga wiązka przechodziła przez optykę wyjściową (ekspander) o powiększeniu rzędu 3 i trafiała na powierzchnię planetoidy. Używano długości fali 1064 nm. Moc impulsów wyniosła 8 mJ. Trwały one 14 nanosekund. Rozbieżność wiązki wynosiła 1.7 mrad. Z pozycji bazowej (HP) w odległości odległości 7 km dopowiadało to oświetleniu fragmentu powierzchni o wielkości 12 x 5 m.

Po obuciu od powierzchni planetoidy impuls wracał do instrumentu, gdzie był rejestrowany przez odbiornik. Posiadał on optykę w postaci teleskopu Cassegraina znajdującego się w cylindrycznym tubusie. Jego zwierciadła były wykonane z węglika krzemu (SiC) - materiału o wysokiej sztywności, małej masie i dużej stabilności termicznej. Substrat wykonany z SiC był pokryty warstwą odbijającą naniesioną techniką chemicznego osadzania z fazy gazowej (Chemical Vapour Deposition - CVD). Optyka znajdowała się na montażu w formie kratownicy. Światło było odbijane od zwierciadła głównego o średnicy 126 mm na zwierciadło drugiego rzędu, a następnie w postaci skupionej wiązki przechodziło przez przegrodę w zwierciadle głównym. Potem przechodziło przez filtr i padało na detektor w postaci fotodiody krzemowej APD. Pole widzenia miało szerokość 1.5 mrad. Sygnał z fotodiody był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do kontrolera instrumentu.

System elektroniczny instrumentu obejmował kontroler, elektronikę nadajnika obsługującą laser, elektronikę odbiornika kontrolującą zysk detektora i jego przedwzmacniacza oraz zasilacz. Automatyczna kontrola zysku (Automatic Gain Control - AGC) byłą jedyną funkcją autonomiczną wykonywaną przez elektronikę urządzenia. Elektronika była wyposażona w zegar  75 MHz pozwalający na obliczanie czasu pomiędzy transmisją sygnału i jego odbiorem. Obsługiwał zarówno nadajnik jak i odbiornik. Wybrana częstotliwość pozwalała na uzyskanie rozdzielczości pionowej do 1 metra z wysokości 50 metrów  podczas lądowań na powierzchni planetoidy. Ponadto kontroler monitorował działanie urządzenia i pozwalał na wykonywanie komend. Instrukcje przesyłane do instrumentu były maksymalnie proste - obejmowały włączenie i wyłączenie urządzenia, rozpoczęcie i zakończenie obserwacji, oraz ustawienia zysku. Kontroler przesyłał uzyskane dane (wykrytą odległość, poziom sygnału i inne informacje do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP za pomocą interfejsu RS422. Dane te były wysyłane co sekundę. Elektronika AOCP wykonywała wszystkie procedury autonomiczne za wyjątkiem AGC, po pozwoliło na zminimalizowanie masy instrumentu. Obrabiała zarówno dane nawigacyjne  jak i dane inżynieryjne.

Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2. Poddano go nielicznym modyfikacjom.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #32 dnia: Marzec 08, 2015, 18:14 »
NIRS
Spektrometr bliskiej podczerwieni sondy Hayabausa służył do mapowania składu mineralogicznego powierzchni planetoidy. Informacje te były istotne dla badań geologii planetoidy oraz określenia jej możliwego pochodzenia i ewolucji. Pozwalały na powiążanie planetiudy z konkretnym typem meteorytów. Były również używane podczas wyboru miejsc poboru próbek. Dostarczyły również kontektu dla zebranego materiału.

 Instrument NIRS składał się z jednostki detekcyjnej (NIRS Sensor Unit - NIRS-S), jednostki elektroniki analogowej (NIRS Analog Electronics Unit - NIRS-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (NIRS Digital Elecytronics Unit - NIRS-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami (NIRS Harness - NIRS-HNS). Instrument pracował w zakresie spektralnym 0.85 - 2.10 mikrometra, w 64 kanałach. Pole widzenia urządzenia miało szerokość 0.1°. Próbkowanie przestrzenne w czasie globalnego mapowania planetoidy (z pozycji bazowej w odległości 7 km) wynosiło około 10 m na spektrum. W czasie programu obserwacji planetidy wahało się pomiędzy 6 a 90 m na spektrum.

Jednostka detekcyjna NIRS-S znajdowała się w dolnej części panelu przedniego (-X sondy). Mieściła się w prostopadłościennej obudowie. Była przymocowana do panelu strukturalnego sondy za pomocą 8 stopek. Oś optyczna urządzenia była skierowana wzdłuż osi X sondy. Była równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1 i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości była skierowana w stronę nadiru. Wszystkie komponenty urządzenia były umieszczone na wspólnej ławie optycznej. W skład spektrometru wchodził zespół optyki przedniej, siatka dyfrakcyjna, zespół optyki tylnej oraz zespół detektora. Układ optyczny charakteryzował się stosunkiem ogniskowej f/1.00. Światło było wprowadzane do spektrometru przez otwór wejściowy o średnicy 27 mm otoczony przegrodą chroniącą przed zabłąkanym światłem. Następnie w zespole optyki przedniej było odbijane przez zwierciadło teleskopowe. Potem przechodziło przez szczelinę wejściową spektrometru. W obrębie szczeliny umieszczono migawkę elektromechaniczną. Pozwalała ona na blokowanie i odblokowywanie światła przechodzącego przez szczelinę. Umożliwiało to usunięcie prądu ciemnego podczas analizy danych. Po przejściu przez szczelinę światło było odbijane przez zwierciadło kolimujące na siatkę dyfrakcyjną. Światło rozproszone na siatce wchodziło następnie do zespołu optyki tylnej. Było przez nią rzutowane na płaszczyznę detektora umieszczonego płaszczyźnie ogniskowej. Detektorem była fotodioda InGaAs podzielona na 64 piksele ustawione w jednej linii. Detektor pracował w temperaturze 260 K. Sygnał z detektora był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki NIRS-AE. Ponadto NIRS-S był wyposażony w źródło kalibracyjne w postaci lampy żarowej. Pozwalało ono na wykonywanie kalibracji intensywności i częstotliwości.

Elektronika analogowa NIRS-AE mieściła się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora był odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie był ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) do 14 bitów na piksel i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwalał na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej NIRS3-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto NIRS-AE zawierał konwerter zasilania DC/DC odbierający prąd z zasilacza sondy i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.

Elektronika cyfrowa NIRS-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwalała na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Posiadała układ FPGA pozwalający na kontrolowanie czasów integracji na detektorze. Dane mogły być kompresowane zarówno bezstratnie jak i stratnie. NIRS-DE komunikował się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire.

Zmodyfikowana wersja tego instrumentu, NIRS3 (Near Infrared Spektrometer for 3 Micrometers) została zastosowana na sondzie Hayabsa 2.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #33 dnia: Marzec 08, 2015, 18:15 »
XRS
Spektrometr fluorescencyjnego promieniowania rentgenowskiego był uładzeniem służącym do badań geochemicznych. Do podstawowych celów naukowych urządzenia zaliczało się: określenie składu pierwiastkowego powierzchni planetoidy Itokawa; wykonanie mapowania zmienności w składzie pierwiastkowym w kierunku równoleżnikowym w trakcie rotacji planetoidy; określenie szorstkości powierzchni w skali mikroskopowej na podstawie analizy wpływu wielkości cząstek regolitu na promieniowanie rentgenowskie emitowane przez powierzchnię; oraz wykonanie obserwacji astronomicznych źródeł rentgenowskich i rentgenowskiego promieniowania tła. Urządzenie pozwalało na określenia obfitości takich pierwiastków jak  Fe, Si, Mg, Ca, Al i Na. Pomiary te porozwalały na określenie do jakiego konkretnego typu meteorytów planetoida jest najbardziej podobna. Ponadto pomiary te wraz z danymi ze spektrometru NIRS pozwalały na oszacowanie składu mineralnego powierzchni. Ponadto urządzenie pozwalało na wyhkonywanie radiometrii w zakresie podczerwoeni cieplnej w czasie lądowań na planetoidzie. Były to informacje przydatne do badań geologii i historii planetoidy. Ponadto dostarczyły kontekstu dla zebranych próbek.

 Instrument XRS składał się z jednostki detekcyjnej (XRS Sensor Unit - XRS-S), jednostki elektroniki analogowej (XRS Analog Electronics Unit - XRS-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (XRS Digital Elecytronics Unit - XRS-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami. Miał masę 3 kg. Pobór mocy wynosił 15 W. Konstrukcja instrumentu opierała się na spektrometrze fluorescencyjnym użytym do badań atmosfery w trakcie eksperymentu z użyciem rakiety sondującej S310-28. Urządzenie rejestrowało promieniowanie rentgenowskie emitowane na drodze fluorescencji przez atomy na powierzchni planetoidy. Emisja ta  była wzbudzana przez wysokoenergetyczne promieniowanie słoneczne, głównie podczas rozbłysków. Energia promieniowania była charakterystyczna dla poszczególnych pierwiastków. Umożliwiała stwierdzenie ich obecności oraz określenie koncentracji w warstwie powierzchniowej.

Jednostka XRS-S została umieszczona na panelu dolnym (-Z) sondy Hayabausa, od strony +X. Podczas badań planetidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości urządzenie to było skierowany w stronę nadiru. Miało miał postać prostopadłościennej jednostki przymocowanej do panelu sondy za pomocą 4 stopek.  W jego skład wchodził kolimator, zespół detektora, monitor słonecznego promieniowania rentgenowskiego, eleketronika detektora oraz system chłodzący.

Kolimator ograniczał pole widzenia. Miało ono wymiary 3.5 x 3.5 stopnia. Detektorem był układ CCD. Zakres energetyczny pomiarów wynosił 0.7 - 10 KeV. Rozdzielczość pomiarów energii wynosiła 100 eV przy 1.5 keV i 160 eV przy 5.9 KeV. Detektor był utrzymywały w temperaturze od -40 do około +30stC za pomocą chłodziarki termoelektrycznej i dużego radiatora. Radiator był umieszczony od strony zwróconej na planetoidę. Ponieważ był termicznie odizolowany od struktury sondy umożliwiał również pomiary emisji termicznej w trakcie lądowań na planetoidzie. Sygnał z detektora CCD był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki XRS-AE.

Monitor słonecznego promieniowania rentgenowskiego pozwalał na uwzględnienie dużej zmienności intensywności i profilu spektralnego słonecznego promieniowania rentgenowskiego podczas analizy danych. Znacznie zwiększało to dokładność oszacowań składu pierwiastkowego powierzchni. Składał się ze standardowej próbki geologicznej. Emisja rentgenowska wzbudzona w niej przez promieniowanie słoneczne była rejestrowana przez detektor CCD. Próbka służyła też do kalibracji instrumentu w czasie lotu. Ponadto do kalibracji wykorzystano pomiary znanych astronomicznych źródeł rentgenowskich, takich jak pozostałość supernowej Keplera oraz pomiary niewidocznej strony Księżyca w czasie przelotu sondy koło Ziemi.

Elektronika analogowa XRS-AE mieściła się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora był odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie był ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwalał na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej XRS-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto XRS-AE zawierał konwerter zasilania DC/DC odbierający prąd z zasilacza sondy i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.

Elektronika cyfrowa XRS-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwalała na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Obróbka danych z detektora obejmowała ekstrakcję wydarzeń związanych z oddziaływaniem chipa CCD z fotonami rentgenowskimi i ich sortowanie według intensywności. Dzięki temu dane mogły być analizowane jako histogramy.

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #33 dnia: Marzec 08, 2015, 18:15 »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #34 dnia: Marzec 08, 2015, 18:16 »
RS
Eksperyment radiowy sondy Hayabausa posłużył do badań pola grawitacyjnego oraz rozkładu masy we wnętrzu planetoidy. Wraz z modelem kształtu planetoidy umożliwiło to określenie jej gęstości, a tym samym na zebranie informacji na temat struktury wewnętrznej tego obiektu.

W eksperymencie RS został użyty system komunikacyjny sondy. Był on wykonywany na bazie śledzenia przesunięć dopplerowskich w sygnale emitowanym głównie przez antenę wysokiego zysku. Wahania w zakresie przesunięć były spowodowane zmianami szybkości sondy względem Ziemi i umożliwiały określenie masy planetoidy oraz jej zróżnicowania. Częstotliwości odniesienia dostarczał oscylator ultrastabilny dostarczony przez NASA.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #35 dnia: Marzec 08, 2015, 18:16 »
Cel misji - planetoida 25413 Itokawa

Planetoida 25413 Itokawa (1998 SF36) została odkryta 26 września 1998 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. Nazwa została nadana w sierpniu 2003 r, na pamiątkę Hideo Itokawy, japońskiego inżyniera rakietowego i twórcy techniki rakietowej w tym kraju. Należy do klasy NEO. Jest również zaliczana do rodziny Apolla oraz do planetoid przecinających orbitę Marsa. Jej orbita charakteryzuje się peryhelium w odległości 1.695 AU, aphelium  0.953 AU, półosią wielką długości 1.324 AU, ekscentrycznością na poziomie 0.280, inklinacją 1.622° i okresem obiegu 1.52 roku ziemskiego (556.355 dnia). Najbliżej Ziemi, w odległości 6 milionów kilometrów planetida znalazła się 29 marca 2001 roku.

Jasność całkowita planetoidy wynosi 19.2 magnitudo (amplituda rzędu 0.8 magnitudo) a albedo ocenione na bazie obserwacji naziemnych - 0.2 - 0.3. Okres rotacji został oszacowany na 12.1 godziny. Oś rotacji jest prawie prostopadła do płaszczyzny ekliptyki. Obserwacje radarowe wykonane za pomocą radioteleskopu w Goldstone w 2001 r wykazały, że ma ona kształt wydłużonej elipsoidy o długości  630 +/- 60 m li szerokości 250 +/- 30 m.

Planetoida należy do typu spektralnego S(IV). Jej spektrum charakteryzuje się obecnością silny linii absorpcyjnych przy 1 μm i 2 μm. Odpowiada to  chondrytom zwyczajnym L lub LL. Główną różnicą jest skos spektralny w części czerwonej. Jest on spowodowany przez obecność 0.05% żelaza nanofazowego (npFe0). Jest to produkt działania pogody kosmicznej na powierzchnię.
« Ostatnia zmiana: Marzec 08, 2015, 18:19 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #36 dnia: Marzec 08, 2015, 18:19 »
Historia misji

Koncepcja misji pozwalającej na pozyskanie próbek z planetoidy powstałą w Japonii już w 1986 r, jednak w tym okresie nie zyskała poparcia. Propozycja misji MUSES-C została zaproponowana w 1995 r. Prace nad projektem rozpoczęto w 1996 r. Celem misji była planetoida 4660 Nereus. Start zaplanowano na rok 2001. W trakcie prac nad sondą dokonano niewielkich zmian, takich jak postać znacznika celu który początkowo miał mieć kształt płytki a potem sześcianu. Ponadto zmieniono sposób składania tuby SMP - początkowo miała ona składać się z dwóch odcinków wsuniętych teleskopowo i odgiętych na panel dolny sondy. Dodano również niewielki lądownik MINERVA.

W 2000 r w realizacji powstało opóźnienie spowodowane problemami napotkanych podczas budowy pojazdu. W związku z tym cel misji został zmieniony - stała się nim planetoida 1989 ML (10302). Okno startowe trwało w okresie między listopadem a grudniem 2002 r. Nominalną datą startu był 24 listopada 2002 r. Jednak katastrofa rakiety M-5 10 lutego 2000 r z satelitą astronomicznym ASTRO-E spowodowała kolejne opóźnienie misji. Zawiódł wtedy silnik pierwszego stopnia, co wymagało przeprowadzenia dochodzenia. W związku z tym start został przesunięty na grudzień 2002 r. W trakcie końcowych przygotowań sondy wykryto jednak wadliwą uszczelkę w systemie kontroli orientacji. Była ona wykonana z materiału innego niż w specyfikacjach. Sonda posiadała kilka takich uszczelek, tak więc konieczne stało się ich przebadanie. Wymusiło to kolejne opóźnienie misji. Cel lotu został zmieniony ponownie - stała się nim planetida 1998 SF36, nazwana później 25143 Itokawa. Okno startowe otwierało się w maju 2003 roku.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #37 dnia: Marzec 08, 2015, 18:20 »
Początkowo w misji miała brać również agencja NASA, dostarczając miniaturowego łazika (MUSES-C Nanorover, MUSES-C NASA Rover - MUSES-CN). Projekt ten był prowadzony przez JPL w ramach rozwoju technologii zrobotyzowanych. Uważano, że łaziki tego typu (Small Science Vehicle - SSV) będą mogły znaleźć zastosowanie w badaniach również innych planetoid a także komet, Księżyca i Marsa. Łazik miał zostać zainstalowany na panelu bocznym -Y sondy. Miał zostać odłączony  zaraz po dotarciu sondy na powierzchnię planetoidy w trakcie procedury pobierania próbek. Następnie miał wykonać serię pomiarów naukowych i przejazdów. Czas trwania misji był planowany na 1 miesiąc. Do głównych celów naukowych robota miały należeć: wykonanie badań tekstury, morfologii, i składu warstwy powierzchniowej w skalach mniejszych niż 1 mm; określenie pionowej struktury regolitu poprzez obserwacje obszarów jego zaburzeń i śladów kół łazika; oraz nałożenie ograniczeń na właściwości cieplne i mechaniczne warstwy powierzchniowej. Pojazd miał mieć kształt prostopadłościanu i masę ok. 1.2 kilograma. Miał poruszać się za pomocą czterech kół. Energii elektrycznej miały dostarczać ogniwa słoneczne pokrywające wszystkie powierzchnie łazika. Gdyby łazik przewrócił się podczas jazdy miałby nadal zapewnione zasilanie. Mógłby więc aktywować osie kół, co pozwoliłoby na obrót na odpowiednią stronę. Dane miały być transmitowane do sondy macierzystej. W skład aparatury naukowej mała wejść kamera multispektralna (Multispectral Camera); spektrometr bliskiej podczerwieni (Nera-Infrared Spectrometer) oraz spektrometr promieniowania rentgenowskiego i cząstek alfa (Alpha/X-ray Spectrometer - AXS). Kamera miała wykonywać zarówno zdjęcia panoramiczne jak i zbliżenia mikroskopowe. Miała być obracana, co pozwalało zarówno na obrazowanie gruntu koło łazika jak również krajobrazu i nieba. W ramach prac nad projektem testowano modele łazika. Koszt zbudowania pojazdu był początkowo szacowany na 21 mln dolarów. Jednak wstępne prace wykazały, że zostałby znacznie przekroczony. Tak więc przedsięwzięcie zostało zarzucone 3 listopada 2001 roku. Udział NASA w misji został ograniczony do wykonania testów osłony termicznej kapsuły powrotnej w tunelu aerodynamicznym w Ames Research Center, udostępnienia stacji DSN, pomocy w nawigacji oraz obserwacji spektrometrycznych powrotu kapsuły.
« Ostatnia zmiana: Marzec 08, 2015, 18:22 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #38 dnia: Marzec 08, 2015, 18:23 »
PRZEBIEG MISJI
Sonda Hayabusa wystartowała ostatecznie dnia 9 maja 2003 roku za pomocą rakiety M-5 (Mu-5), egzemplarz nr 5. Miejscem startu był japoński kosmodrom Kagoshima Space Center. Start odbył się o godzinie 04:29:25 UTC. Dwa pierwsze stopnie rakiety umieściły pojazd na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie stopień 3 przeniósł go na orbitę okołosłoneczną. Po oddzieleniu od rakiety nośnej pojazd z powodzeniem rozłożył panele słoneczne i nawiązał łączność ze stacjami naziemnymi. Start przebiegał bez żadnych problemów.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #39 dnia: Marzec 08, 2015, 18:24 »
Po starcie rozłożono tubę instrumentu SMP i wykonano wszechstronne testy jej systemów. Pierwszy silnik jonowy został uruchomiony 27 maja 2003 r. Następnie sonda przeszła do normalnego lotu międzyplanetranego. Trajektoria lotu do planetoidy nosiła nazwę EDVEGA (Electric Delta-V Earth Gravity Assist). W czasie lotu do zmian kształtu orbity okołosłonecznej był używany napęd jonowy. Sonda wykonała również manewr wsparcia grawitacyjnego podczas przelotu koło Ziemi.

 Użytkowanie wszystkich trzech silników jonowych rozpoczęło się 25 czerwca 2003 r. 12 maja 2004 r sonda wykonana została korekta trajektorii przygotowująca tor sondy do przelotu koło Ziemi. Zmiana szybkości była niewielka, wyniosła 13.2 cm/s.

19 maja 2004 r sonda wykonała przelot koło Ziemi umożliwiający wykorzystanie wsparcia grawitacyjnego. Największe zbliżenie miało miejsce o godzinie 06:23 UTC. Pojazd przeleciał wtedy na wysokości 3 725 ponad południową częścią Oceanu Spokojnego. W trakcie przelotu wykonał zdjęcia Ziemi i Księżyca oraz pomiary kalibracyjne.

Jesienią 2003 r duża aktywność słoneczna spowodowała degradację paneli słonecznych. Spowodowało to spadek ich wydajności, co zmniejszyło zdolność produkcji energii zasilającej silniki jonowe. Tak więc przylot do celu opóźnił się z czerwca 2005 r do połowy września 2005 r.

9 września 2004 r łączy czas pracy silników jonowych wyniósł 20 000 godzin. Do tego czasu silniki zużyły 20 kg ksenonu, a łączna zmiana szybkości wyniosła 1 300 m/s.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #40 dnia: Marzec 08, 2015, 18:24 »
Planetida Itokawa  została po raz pierwszy zaobserwowana przez szperacz gwiazd w połowie lipca 2005 r. 7 lipca odległość sondy od planetoidy wynosiła 143 100 km. 31 lipca 2005 roku awarii uległo jedno z 3 kół reakcyjnych (w osi X). Sonda mogła jednak nadal pracować z użyciem dwóch kół i silników chemicznych. Po dotarciu do odległości 4 800 km od planetoidy, 28 sierpnia 2004 roku silniki jonowe sondy zostały wyłączone. W tym czasie sonda zbliżała się do planetoidy z szybkością 32 km/h. Do tego momentu silniki jonowe pracowały przez 25 800 godzin. Zużyły 22 kg ksenonu. Łączna zmiana szybkości wyniosła 1.4 km/s.

W dalszym etapie zbliżania się do celu szybkość sondy była zmniejszana przez silniki chemiczne. 2 września odległość do planetoidy wynosiła 1 550 km, 6 września - 500 km, a 7 września - 220 km. Szybkość zbliżania się w końcowym etapie wynosiła 7 km/h.

 Ostatni manewr silnikowy pojazd wykonał 12 września 2005 r, o godzinie 01:17 UTC. Spowodował on zmniejszenie szybkości względem planetoidy do 0 i zajęcie pozycji stacjonarnej względem niej. W trakcie badań planetoidy sonda nie weszła na orbitę wokół planetoidy. Pozostała na orbicie heliocentrycznej, w odległości 20.25 kilometrów od powierzchni planetoidy, w tzw. pozycji wejściowej (Gate Poition - GP). Po kilku dniach od dotarcia na tą pozycję rozpoczęły się badania naukowe. Była to pierwsza faza globalnych badań asteroidy. Sonda znajdowała się wtedy mniej więcej na linii łączącej planetoidę z Ziemią. Kąt fazowy podczas tej fazy był mały, nie większy niż 20 - 25 stopni. W fazie 2, która trwała tydzień sonda zajęła pozycję blisko terminatora, co pozwoliło na obserwacje w dużym kącie fazowym. W tym okresie pojazd nawigował samodzielnie z powodu dużego opóźnienia czasowego w komunikacji z Ziemią. Autonomiczny system nawigacyjny był jedną z testowanych technologii.

W dalszej kolejności dwa razy zmniejszano odległość od planetoidy. 15 września odległość została zredukowana do 17 km, a 19 września - do 15 km. 21 września odległość została ponownie zwiększona do 19.5 km. 26 września odległość ponownie zredukowano do 16 km. Następnie 30 września 2005 r statek zmniejszył odległość do obiektu do 6.8 km, i znalazł się w tzw. pozycji bazowej (Home Position - HP). Z niej prowadził obserwacje i pomiary o wysokiej rozdzielczości, pozwalające na wybór miejsca poboru próbek.

3 października nastąpiła awaria drugiego koła reakcyjnego, w osi Y. Odnotowano to o godzinie 08:08 UTC. Udało się jednak opracować metodę kontroli orientacji za pomocą ostatniego sprawnego koła reakcyjnego (w osi Z) oraz dwóch silników systemu kontroli orientacji przestrzennej. Opracowano też oszczędnościowy plan uruchomień silników, który pozwalał na zachowanie paliwa na okres powrotu na Ziemię. W dalszej kolejności, 1 listopada odległość sondy od planetoidy została zmniejszona do 4.4 kilometra.

Badania planetoidy zakończyły się pod koniec października 2005 roku. Na podstawie zebranych danych wybrano dwie strefy lądowań i przygotowano plan działań na listopad. Zaplanowano jedną próbę lądowania (Touchdown Rehearsal - TD-Rehearsal) na 4 listopada 2005 roku oraz dwa lądowania celem pobrania próbek (Touchdown - TD) - 12 i 25 listopada. Podczas wyboru stref lądowań kierowano się przede wszystkim bezpieczeństwem. Brane po uwagę obszary musiały być pozbawione przeszkód i dostatecznie gładkie. Podczas lądowania musiała być także dostępna łączność ze stacjami naziemnymi. Pierwszą strefą lądowania (Area A) stał się duży obszar pokryty regolitem w środkowej części planetoidy nazwany MUSES Sea. Drugą strefą (Area B) stał się płaski obszar nazwany Woomera Desert na wąskim końcu planetoidy.

Próba lądowania 4 listopada 2005 roku została odwołana przez kontrolerów. Celem tego testu było zweryfikowanie prawidłowego działania wysokościomierza laserowego LRF, który był niezbędny podczas właściwego lądowania. Kolejnymi celami były: zrzucenie na powierzchnię znacznika TM w celu upewnienia się, że po oświetleniu przez statek jest on widoczny na obrazach powierzchni planetoidy; oraz zrzucenie na powierzchnię łazika MINERVA. Miejscem wykonania próby był obszar Woomera Desert. Sonda rozpoczęła zejście 3 listopada o godzinie 19:17 UTC, gdy jej odległość od powierzchni wynosiła około 3.5 kilometra. O godzinie  23:15 UTC odległość do powierzchni wynosiła 1700 metrów. 4 listopada o 01:50 UTC odległość do powierzchni wynosiła 1 km. Do wysokości 700 metrów trajektoria i kontrola orientacji przestrzennej były wykonywane prawidłowo. O godzinie 02:40 UTC komputery systemu nawigacyjnego wykryły jednak nieprawidłowy sygnał. Najprawdopodobniej z powodu pozostawania w cieniu fragmentu planetoidy kamera nawigacyjna zaobserwowała w polu widzenia dwa pozorne obiekty, będące w rzeczywistości oświetlonymi przez Słońce fragmentami planetoidy. Z tego powodu próba została przerwana. Odpowiedni sygnał z Ziemi został wysłany 4 listopada o godzinie 03:30 UTC. Statek uruchomił swoje silniki chemiczne i wzniósł się na wysokość 3 kilometrów. Wszystkie systemy działały potem nominalnie. Pomimo anulowania próby uzyskano istotne informacje inżynoeryjne.

9 listopada wykonano zbliżenie pozwalające na wykonaniu testów systemu nawigacyjnego na wysokościach do kilkudziesięciu metrów. Odbyło się ono nad obszarem Woomera Desert. Sonda bez problemów zbliżyła się do powierzchni na odległość zaledwie 70 metrów nawigując za pomocą instrumentów ONC-W1 i LIDAR. Po wyryciu powierzchni przez sensor LRF ponownie wzbiła się na wysokość około 4 kilometrów. W czasie tego manewru na powierzchnię zrzucony został znacznik celu TM-1. Sonda wykonała zdjęcia powierzchni o wysokiej rozdzielczości do celów naukowych. Na zdjęciach nawigacyjnych było też widać cień sondy na powierzchni planetoidy. Po tym teście wyznaczono nowy plan działań - dodatkowy test lądowania połączony z uwolnieniem łazika MINERVA 12 listopada, oraz dwa lądowania połączone z pobieraniem próbek 19 i 25 listopada.

Analiza zdjęć uzyskanych podczas obu zbliżeń wykazała, że obszar Woomera Desert był pokryty zbyt dużą ilością głazów o wielkości ponad 1 metra. W związku z tym lądowanie w okręgu o promieniu 60 metrów określonym przez precyzję systemu nawigacyjnego nie było bezpieczne. Tak więc drugie lądowanie próbne oraz dwa lądowania właściwe postanowiono wykonać w obszarze MUSES Sea.

Drugi test lądowania rozpoczął się 11 listopada. O godzinie 18:00 UTC odległość sody od planetoidy wynosiła 1.4 km, a o godzinie 22:59 UTC - około 900 metrów. 12 listopada o godzinie 04:00 UTC odległość od środka planetoidy wyniosła 430 metrów. O 05:20 UTC odległość od powierzchni wynosiła 200 metrów, o 05:45 UTC - 120 metrów, a o 05:55 UTC - 100 metrów. O godzinie 06:24 UTC, na wysokości 55 metrów uwolniony został łazik MINERVA. Sonda natomiast ponownie rozpoczęła wznoszenie. O 07:10 UTC znajdowała się na wysokości 1 km. Zgodnie z planem testu łazik MINERVA powinien opaść na powierzchnię około 07:30 UTC z prędkością 5 centymetrów na sekundę. Niestety jednak mikrorobot ominął cel z prędkością większą od prędkości ucieczki (dla Itokawy wynosiła ona zaledwie około 20 cm/s), gdyż do odłączenia doszło już podczas manewru wznoszenia, na pułapie 200 metrów. Wznoszenie zostało wykonane w trybie automatycznym po uzyskaniu informacji z dalmierza LRF o bliskości powierzchni, a sygnał wysłano z Ziemi mniej więcej w tym samym czasie (czas do odrbrania sygnału wynosi 16 minut). MINERVA nadawała sygnały przez okres swej żywotności (2 dni), znajdując się na orbicie okołosłonecznej. Wykonała i przesłała obrazy pokazujące panele słoneczne. 25 listopada najprawdopodobniej wróciła w okolice planetoidy na skutek hamującego działania ciśnienia wiatru słonecznego.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #41 dnia: Marzec 08, 2015, 18:25 »
Plan każdego z dwóch lądowań mających na celu pobranie próbek był taki sam. Obejmował trzy fazy: opadanie wstępne (faza I), lądowanie autonomiczne (faza II) oraz opadanie z uwzględnieniem orientacji powierzchni i pobranie próbki (faza III). Faza I ropozczynała się od opuszczenia pozycji HP. Następnie pojazd powoli zbliżał się do planetoidy. W tym czasie używana była nawigacja mieszana - naziemna i pokładowa (Ground/Onboard-Based Hybrid Navigation - GCP-NAV). Szybkość opadania w pionie była kontrolowana pokładowo w zakresie 0.1 - 1 m/s, głównie dzięki pomiarom odległości do planetoidy dokonywana za pomocą instrumentu LIDAR. Szybkość w poziomie była kontrolowana na podstawie zdjęć z kamery ONC-W1. Obliczenia i generowanie komend były wykonywane na Ziemi. Śledzenie cech powierzchni planetoidy (Ground Control Points - GCP) pozwalało na precyzyjne określanie pozycji i szybkości sondy względem planetoidy. Na tej podstawie była określana preferowana trajektoria lądowania. Po przesłaniu odpowiednich komend z Ziemi pojazd wykonywał manewr horyzontalny względem planetoidy, który pozwoli na rozpoczęcie systematycznego zmniejszania wysokości. Na wysokości 500 metrów podejmowana była decyzja o kontynuowaniu lub anulowaniu lądowania. Następnie było tworzone 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 rozpoczynała się faza II. Była 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 30 metrów był uwalniany znacznik celu TM, który następnie opadał na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszała szybkość opadania. Dzięki temu znacznik opadał na powierzchnię zanim pojazd dotrze w jej bezpośrednie pobliże. TM będzie następnie oświetlany lampą FLASH włączaną i wyłączaną co 2 sekundy. Był fotografowany przez kamerę ONC-W1, używaną na wysokościach od 50 do 5 metrów. Odjęcie obrazów przed i po osiedleniu znacznika pozwalało na precyzyjne wyznaczenie jego pozycji. Tym samym umożliwiało korektę położenia sondy oraz na stopniowe zmniejszanie jej szybkości pionowej. Dzięki temu pojazd opadał na powierzchnię bezpośrednio nad znacznikiem. Na  wysokości 30 metrów (zmierzoną za pomocą LIDAR) włączony był również dalmierz laserowy LRF. Jego cztery wiązki wykrywały powierzchnię i umożliwiały określenie orientacji sondy względem nierównego terenu. Dzięki temu pojazd mógł wykonać autonomiczne manewry korekty orientacji przestrzennej, które pozwalały na opadanie po trajektorii zgodniej z lokalnym kierunkiem pionowym. Po dotarciu na wysokość 5 metrów pojazd rozpoczynał całkowicie swobodne spadanie. Następnie koniec tuby systemu SMP uderzał w powierzchnię. Spowodowało to skrócenie się tuby, co zostało wykryte za pomocą LRF. Ponadto detekcję lądowania umożliwiało wykrycie zmiany tempa rotacji sondy wzdłuż poszczególnych osi oraz zmiany jej przyspieszenia za pomocą sensorów IMU i ACC. Lądowanie na powierzchni następowało z szybkością poniżej 10 cm/s. Zaraz po dotknięciu powierzchni z systemu SMP miał zostać wystrzelony pocisk, który miał wybić pył z powierzchni. Bezpośrednio po pobraniu próbki następował start sondy. Cała procedura od momentu kontaktu z gruntem do startu powinna trwać zaledwie około jednej sekundy. Chwilę później sonda miała rozpocząć wznoszenie. W tym czasie pył wprowadzony do tuby miały przelecieć przez cały system poboru próbek i dostać się do odbiornika próbek. Na wysokości 100 metrów sonda miała odebrać komendy z Ziemi. Ostatecznie miała wrócić do pozycji HP. Łącznie podczas obu lądowań planowano zebranie próbki o masie 1 - 10 gramów.
« Ostatnia zmiana: Marzec 08, 2015, 18:28 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #42 dnia: Marzec 08, 2015, 18:26 »
Pierwsze lądowanie (TD1) zostało wykonane 19 listopada. W jego trakcie obrotowy cylinder systemu SMP znajdowała się w pozycji otwierającej komorę 2 odbiornika próbek. Lądowanie zakończyło się jednak niepowodzeniem. Początkowo systemy nawigacyjne działały prawidłowo. O godzinie 19:30 UTC zonda rozpoczęła schodzenie z wysokości 450 metrów. O godzinie 19:40 UTC odległość wynosiła 420 m, o 20:00 UTC - 370 m, o 20:10 UTC - 290 metrów, o 20:20 UTC - 230 m, o 20:30 UTC - 160 m, a o 20:40 UTC - 90 metrów. Szybkość sondy podczas końcowego etapu zbliżania się do powierzchni wynosiła około 12 centymetrów na sekundę. Na wysokości 40 metrów, o godzinie 20:50 UTC został uwolniony znacznik celu TM-2. Zawierał on 880 000 imion ludzi, którzy zgłosili je przed misją. Opadł on prawidłowo na powierzchnię w południowo - wschodniej części obszaru MUSES Sea. Ttrwało to około 400 sekund. Po uwolnieniu TM-2 sonda autonomicznie zmniejszyła swoją szybkość do 9 centymetrów na sekundę. Następnie na wysokości 35 metrów sonda przełączyła pomiary wysokości na wysokościomierz laserowy LIDAR i dalmierz LRF. Szybkość była zmniejszała w celu osiągnięcia wartości zerowej na wysokości 25 metrów. Na wysokości 17 metrów sonda rozpoczęła swobodne spadanie, przełączając się w tryb kontroli orientacji przestrzennej oparty na pomiarach kształtu jej powierzchni za pomocą LRF. W tym punkcie statek planowo zatrzymał transmisję danych telemetrycznych na Ziemię, i wszedł w tryb nadawania za pomocą radiolatarni (co pozwalało na lepsze pomiary dopplerowskie) poprzez przełączenie nadawania na anteny LGA pokrywające większy obszar. Następnie o godzinie 21:10 UTC koniec tuby SMP dotknął powierzchni prawie dokłądnie w zaplanowanym punkcie, odchylenie od niego wyniosło tylko około 30 centymetrów. Miejsce to znajdowało się w punkcie o współrzędnych 6stS, 39stE. Po kilkukrotnym odbiciu sonda znieruchomiała o godzinie 21:30 UTC. Procedura poboru próbek nie została jednak wykonana. Sonda utrzymywała kontakt z powierzchnią aż do otrzymania polecenia wznoszenia. W ten sposób sonda stała się pierwszym w historii astronautyki statkiem kosmicznym który wystartował nie tylko z powierzchni planetoidy, ale także ciała niebieskiego innego niż Księżyc. Po starcie wysłano do sondy komendę wejścia w tryb bezpieczny (Safe Mode). Komedna jednak nie została wykonana. Przyczyną był pomiędzy pokładowym oprogramowaniem kontrolującym i obliczającym kolejność wydarzeń. Spowodowało to reset komputera i opóźniło wejście w tryb bezpieczny. Łączność z sondą nawiązano ponownie 20 listopada o godzinie 00:32 UTC. Sonda znajdowała się wtedy na wysokości około 200 metrów nad powierzchnią, a nie na planowanych 3 kilometrach. Była stabilizowana obrotowo w automatycznym trybie bezpiecznym.

Powrót do normalnego trybu działania i stabilizacji trójosiowej trwał do 21 listopada. Sonda oddaliła się od planetoidy na 100 kilometrów i przez następnie kilka dni wracała do pozycji HP. Termin kolejnej próby lądowania, nie zmienił się jednak - był to 25 listopad.

Analiza danych zgromadzonych przez sondę podczas lądowania i przesłanych na Ziemię w trakcie następnych dwóch dni wykazały, że pojazd zetknął się z powierzchnią końcem instrumentu SMP, dwa razy odskoczył (z szybkością 10 centymetrów na sekundę w obu przypadkach), a następnie opadł na powierzchnie. Pozostawał tam anormalnie długo - aż 30 minut. Najprawdopodobniej podczas lądowania dolny koniec instrumenty SMP oraz koniec jednego z paneli słonecznych zetknęły się  z powierzchnią. Anomalie były spowodowane najprawdopodobniej tym, że funkcjonowanie sensora FBS zostało zakłócone przez zabłąkane światło. W ten sposób wykrył on fałszywą przeszkodę terenową. W tych warunkach procedura poboru próbek została przerwana. Sonda miała wznieść się ponad powierzchnię, ale rpocedura ta zostałą autoamtycznie zablokowana. Tak więc sonda pozostała na powierzchni i przewróciła się na bok.  Wydarzenia te miały miejsce podczas braku łączności w trakcie przełączania odbioru danych ze stacji DSN na stację w Usuda.

22 listopada odległość od planetoidy wynosiła 77 km. 23 listopada wynosiła ona około 40 km, a 24 listopada - 20 km.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #43 dnia: Marzec 08, 2015, 18:26 »
Druga próba lądowania (TD2) została wykonana zgodnie z planem, 25 listopada 2005 r. W tym czasie obrotowy cylinder systemu SMP znajdował się w pozycji otwierającej komorę 1 odbiornika próbek. Sonda lądowała w  rejonie MUSES Sea, w tym samym miejscu co poprzednio, używając znacznika celu TM-2, który znajdował się już na powierzchni. Kolejny znacznik nie został wypuszczony, aby nie zdezorientować autonomicznego systemu nawigacyjnego.  Sonda rozpoczęła schodzenie na wysokości 1 kilometra ponad powierzchnią. W fazie opadania z zastosowaniem sensorów laserowych pojazd pracował w pełni autonomicznie. Następnie z centrum Kontroli Misji w Sagamihara (Sagamihara Deep Space Control Room) wydano komednę kontynuowania lądowania. Do sondy przetransmitowało sygnał rozpoczynający wirtualne wypuszczenie znacznika TM. Do tego czasu znacznik znajdujący na powierzchni został już rozpoznany przez kamerę ONC-W1 i system nawigacyjny sondy. Na wysokości 35 metrów sonda opadała z szybkością 4.5 centymetra na sekundę. Wtedy wyłączyła wysokościomierz laserowy LIDAR i przeszła na nawigację za pomocą sensora LRF. Na wysokości 14 metrów statek zmieniał swoją orientację przestrzenną, aby ustawić się pionowo do powierzchni planetoidy i utrzymać swoją oś Z pod kątem prostym w stosunku do wygiętej powierzchni planetoidy. W tym czasie sonda przestała transmitować dane telemetryczne, i transmitowała tyko dane dopplerowskie. Tryb pracy LRF został następnie zmieniony  z trybu określania odległości do trybu kontroli instrumentu SMP. Próbnik transmitował dane do stacji DSN w Goldstone za pomocą anteny wysokiego zysku HGA. Sonda zetknęła się z powierzchnią o godzinie 22:07 UTC. Szybkość podczas lądowania wynosiła 10 centymetrów na sekundę. Następnie z instrumentu SMP miały zostać wystrzelone dwa pociski w odstanie 0.2 sekundy, w celu zebrania takiej ilości materiału jaka była możliwa. LRF zaobserwował skrócenie się instrumentu SMP o około 10 centymetrów. Początkowa analiza uzyskanych danych zdawała się potwierdzać wystrzelenie pocisków. Jednak ostatecznie nie udało się potwierdzić uruchomienia systemów wyrzucających. Ich wystrzelenie stało więc pod znakiem zapytania. Po wykonaniu procedury pobrania próbek sonda wzbiła się  z powierzchni planetoidy. W tym czasie odbiór danych został przełączony ze stacji DNS w Goldstone na stację w Usuda. Sonda zajęła stacjonarną względem planetoidy pozycję w odległości 6.5 km od jej powierzchni. Wykryto wtedy problemy z silnikami chemicznymi. Z tego powodu sonda przełączyła się w tryb bezpieczny i zaczęła wirować wokół własnej osi.  Problemy z systemem kontroli orientacji były poważne. Z jego części A nastąpił wyciek gazu. Zawór w systemie B prawdopodobnie zamarzł. Nastąpił też reset większości systemów z powodu niedoboru energii i spadku temperatury wewnętrznej. Zagroziło to bezpieczeństwu misji, ponieważ sonda musiała rozpocząć powrót na Ziemię najpóźniej 10 grudnia 2005 r. Powrót na Ziemię był wtedy planowany na czerwiec 2007 roku.

Scorus

  • Gość
Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #44 dnia: Marzec 08, 2015, 18:26 »
Próby przywrócenia właściwej orientacji przestrzennej nie przebiegały pomyślnie. 27 i 28 listopada nastąpiła przerwa w łączności. Jednak 29 listopada o 01:00 UTC udało się przywrócić komunikację poprzez antenę niskiego zysku. Szybkość transmisji danych wynosiła tylko 8 bps. Sonda wykonywała 1 obrót w czasie 6 sekund, a łączność była możliwa tylko przez 1 sekundę w czasie każdego obrotu. Część danych zebranych podczas ostatniego lądowania została utracona.

30 listopada rozpoczęło się przywracanie normalnej łączności poprzez automatyczne funkcje diagnostyczne. 2 grudnia rozpoczęło się uruchamianie silników chemicznych, i uzyskano niewielki ciąg, ale nie udało się w pełni przywrócić ich działania. 3 grudnia stwierdzono, że kąt pomiędzy anteną wysokiego zysku (w osi +Z) i Słońcem (a także Ziemią) zwiększył się z 20 do 30 stopni. Jako awaryjną metodę kontroli orientacji zastosowano wyrzucanie gazowego ksenonu przeznaczonego jako paliwo dla silników jonowych. Do 4 grudnia ta metoda pozwoliła na zmniejszenie szybkości wirowania, potwierdzając swoją skuteczność. 5 grudnia kąt pomiędzy anteną wysokiego zysku a Słońcem wahał się w granicach 10 - 20 stopi. Udało się przywrócić połączenie telemetryczne z szybkością 256 bps poprzez antenę średniego zysku. Z danych przesłanych na Ziemię wywnioskowano, że podczas lądowania żaden pocisk nie został wystrzelony z prawdopodobieństwem 80%. Na 4 minuty przed lądowaniem automatycznie została bowiem uruchomiona procedura bezpieczeństwa blokująca wystrzelenie.

6 grudnia odległość sondy od Itokawy wynosiła 550 kilometrów, a od Ziemi - 290 milionów kilometrów. Sonda oddalała się od planetoidy z szybkością około 5 kilometrów na godzinę. Na tym etapie zespół misji planował uruchomienie silnika jonowego w celu rozpoczęcia powrotu na Ziemię (nie wcześniej niż 14 grudnia). 8 grudnia statek wirował powoli, z tempem około 6 minut. Wyrzuty ksenonu okazały się niewystarczające do przywrócenia sondzie odpowiedniej orientacji. 9 grudnia nastąpiła kolejna utrata łączności z sondą. Była ona prawdopodobnie spowodowana uwolnieniem zarzniętych pozostałości gazu dla silników kontroli orientacji. 14 grudnia poinformowano, że powrót na Ziemię opóźni się o co najmniej rok.

Statek kosmiczny mógł samoistnie zwolnić tempo wirowania wokół osi anteny wysokiego zysku. Niemodulowany sygnał z radiolatarni sondy udało się odebrać dopiero 23 stycznia 2006 roku. Pozycja osi wirowania sondy przesunęła się o 90 stopni. Antena wysokiego zysku znajdowała się w kierunku około 70 stopni w kierunku Ziemi. Próby nawiązania łączności w kierunku Ziemi - sonda początkowo nie przebiegały pomyślnie, ale 26 stycznia autonomiczne systemy na sondzie zaczęły odpowiadać na komendy wysyłane z Ziemi. Uzyskane dane pokazały, że statek jeden raz całkowicie stracił zasilanie. Część baterii chemicznych uległa całkowitej degradacji i nie nadawała się do użytku. Paliwo chemiczne wyczerpało się całkowicie, ale ilość ksenonu pozostała niezmieniona, na pokładzie znajdowały się 42 kilogramy tego gazu.

6 lutego rozpoczęły się kolejne próby kontrolowania orientacji poprzez stosowanie wyrzutów ksenonu. Po załadowaniu nowego oprogramowania antena wysokiego zysku przesuwała się o 2 stopnie na dzień i osattecznie uzyskała orientację prawie zgodną z kierunkiem do Ziemi. 4 marca kąt między Słońcem a osią anteny został zmniejszony do 14 stopni. Komunikacja była stopniowo ulepszana i 25 marca uzyskano transmisję dane telemetrycznych przez antenę niskiego zysku z szybkością 8 bps. 1 marca odzyskano zasilacz systemu radiowego. 4 marca odzyskano pełną zdolność wymiany danych za pomocą anteny średniego zysku z szybkością 32 bps. 6 marca odzyskano pełną łączność za pomocą anteny średniego zysku. Ponadtp w oparciu o pomiary dopplerowskieudało się precyzyjnie określić orbitę, po 3 miesiącach przerwy. Hayabusa znajdowała się w odległości 13 000 kilometrów od Itokway, 190 milionów kilometrów od Słońca i 330 milionów kilometrów od Ziemi. Oddalała się od planetoidy z szybkością 3 metrów na sekundę.

W okresie od marca do kwietnia 2006 roku statek wykonał operacje nagrzewania w celu usunięcia z wnętrza lotnych płynów. Od końca kwietnia do połowy maja wykonano testy działania silników jonowych. Silniki B i D były w bardzo dobrym stanie, takim jak podczas przylotu do Itokway. Testy silnika C odłożono do stycznia 2007 roku, z powodu konieczności poczekania na zmniejszenie odległości do Słońca i zwiększony poziom dostępnej energii. Silnik A był rezerwowy i do tej pory nie był używany pzrez długie okresy czasu. Do dalszego lotu potrzebne były 2 silniki. 2 tygodnie wcześniej tempo wirowania pojazdu zostało obniżone do 0.2 rpm w celu zmieszenia zużycia ksenonu do kontroli orientacji. W styczniu udało się w pełni naładować 7 baterii litowych. 4 dalsze były trwale uszkodzone. 31 stycznia odbiornik próbek został przesunięty do pojemnika w kapsule powrotnej. Kapsuła została następnie hermetycznie zamknięta. W tym czasie obrotowy cylinder SMP znajdował się w pozycji zamykającej obie komory odbiornika próbek.

Sonda opuściła sąsiedztwo orbity Itokawy ponownie uruchamiając silniki jonowe 25 kwietnia 2007 r o godzinie 05:30 UTC. Wtedy też rozpoczęła fazę powrotu na Ziemię. Wkrótce potem nastąpiła awaria silnika jonowego B. Nastąpił w nim wzrost napięcia w neutralizatorze, przez co musiał on zostać wyłączony.

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Hayabusa (kompendium)
« Odpowiedź #44 dnia: Marzec 08, 2015, 18:26 »