Hayabusa 2 (kompendium)

[Scorus]

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).

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

 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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.