Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Marzec 08, 2015, 19:44
-
WPROWADZENIE
MASCOT (Mobile Asteroid Surface Scout, pierwotna nazwa MarcoPolo Surface Sout) jest miniaturowym mobilnym lądownikiem sondy Hayabusa 2. Został opracowany przez Niemiecką Agencję Kosmiczną DLR (Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt) przy dużym udziale Francuskiej Agencji Kosmicznej CNES (Centre National d’Etudes Spatiales). Pojazd wyląduje na powierzchni planety 1999 JU3 i zrealizuje krótki program badawczy trwający 12 - 16 godzin. Do podstawowych celów lądownika zaliczają się: dostarczenie zdjęć o wysokiej rozdzielczości, multispektralnych obrazów mikroskopowych i pomiarów właściwości cieplnych regolitu uzupełniających obserwacje prowadzone z sondy Hayabusa 2; dostarczenie obserwacji powierzchni w skali mikroskopowej przydatnych podczas badań próbek i interpretacji wyników; wykonanie pomiarów pola magnetycznego przydatnych podczas badań struktury i historii planetoidy; oraz dostarczenie precyzyjnych informacji na temat jednego z planowanych miejsc pobrania próbek ułatwiających wyselekcjonowanie konkretnego obszaru (funkcja rozpoznawcza). Do szczegółowych celów naukowych zaliczają się: zbadanie geologii powierzchni planetoidy poprzez obrazowanie w trakcie lądowania oraz na powierzchni; określenie stopnia globalnej magnetyzacji planetoidy poprzez pomiary pola magnetycznego w trakcie opadania oraz lokalnej magnetyzacji poprzez pomiary dokonywane po lądowaniu; określenie składu chemicznego i struktury powierzchni, w tym zidentyfikowanie minerałów, substancji organicznych oraz możliwego lodu podpowierzchniowego; scharakteryzowanie środowiska cieplnego na powierzchni poprzez pomiary radiometryczne w podczerwieni wykonywane w trakcie dnia i nocy w całym spodziewanym zakresie temperatur; określenie właściwości termofizycznych regolitu poprzez określenie jego inercji cieplnej i emisyjności; określenie lokalnej morfologii oraz struktury i tekstury regolitu, w tym rozkładu wielkości skał oraz małych ziaren; dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek; określenie struktury planetoidy w skali lokalnej i / lub globalnej i nałożenie ograniczeń na właściwości fizyczne powierzchni; oraz określenie pierwotnego stanu materiału powierzchniowego w celu rozpoznania ewentualnych zmian które mogą zajść w próbkach w trakcie ich pobierania, powrotu sondy na Ziemię i lądowania kapsuły powrotnej. Ponadto pomiary wykonywane bezpośrednio na powierzchni dostarczą danych ułatwiających interpretację naziemnych obserwacji planetoid. Pojazd stanie się pierwszym lądownikiem przeprowadzającym wyspecjalizowane badania naukowe na powierzchni planetoidy.
Niemiecka agencja kosmiczna DLR jest odpowiedzialna za zaprojektowanie lądownika, dostarczenie pojazdu od JAXA, opracowanie segmentu naziemnego umożliwiającego obsługę misji oraz przygotowanie i prowadzenie operacji związanych z misją. W obrębie DLR za zarządzanie projektem odpowiada Instytut Systemów Kosmicznych (Institute of Space Systems) w Bremie. Ponadto w projekcie bierze udział Instytut Struktur Kompozytowych i Systemów Adaptatywnych (Institutes of Composite Structures and Adaptive Systems) z Braunschweig, Instytut Robotyki i Mechatroniki (Insitute of Robotics and Mechatronics) z Oberpfaffenhofen, Europejskie Centrum Treningowe Astronautów (European Astronaut Centre - EAC) z Kolonii oraz Instytut Badań Planetarnych (Institute of Planetary Research) z Berlina. Francuska Agencja Kosmiczna CNES jest odpowiedzialna za dostarczenie systemu zasilania (baterii i układu dystrybucji energii), dostarczenie anten, dostarczenie instrumentu MicrOmega, zarządzanie analizami wiązanymi z misją, zintegrowanie systemu wymiany danych ze sprzętem JAXA mieszczącym się na sondzie Hayabusa 2, pomoc w integracji francuskich komponentów na poziomie montażu systemów, oraz planowanie i prowadzenie obserwacji z użyciem instrumentu MicrOmega.
-
KONSTRUKCJA
W czasie lotu międzyplanetarnego lądownik MASCOT znajduje się w wycięciu w górnej części panelu bocznego -Y sondy Hayabusa 2. Jest umieszczony w mechanizmie uwalniającym (Mechanical and Electronical Support Structure - MESS) mającym postać prostopadłościennej klatki przymocowanej do panelu sondy za pomocą 4 stopek. Jest ona złożona z podłużnic tworzących krawędzie i rozpór w kształcie litery V. W jej centrum znajduje się układ kabli zasilania wraz z mechanizmem przecinającym w czasie uwalniania lądownika. Ponadto na strukturze MESS znajduje się antena służąca do odbioru danych z lądownika w czasie lotu międzyplanetarnego, komunikująca się z systemem informatycznym sondy. Na inetrjesie umieszczono również cel kalibracyjny dla instrumentu MARA, używany również przez kamerę CAM. Lądownik jest wyrzucany z MESS za pomocą bolców wysuwanych przez sprężyny po zwolnieniu blokad. Następnie oddala się od sondy macierzystej z szybkością kilku cm/s. Cały interfejs jest oddzielony od wnętrza sondy wielowarstwową izolacją termiczną. W czasie lotu lądownik jest prawie nieaktywny za wyjątkiem okresów testów. W tym czasie za dostarczanie zasilania i kontrolę temperatury są odpowiedzialne systemy sondy macierzystej
-
Sam lądownik ma kształt prostopadłościanu o wymiarach 29 x 27.5 x 20 cm. Jego całkowita masa wynosi 10 kg, z czego instrumenty naukowe stanowią 3 kg (bardzo wysoki stosunek masy instrumentów do masy całkowitej - ok. 0.35). W trakcie prac nad lądownikiem zastosowano doświadczenia nabyte podczas budowy lądownika Philae sondy Rosetta wystrzelonej 2 marca 2004 r a także szereg nowo opracowanych technologii. W konstrukcji użyto zarówno komponentów dostępnych komercyjnie jak również opracowanych specjalnie na potrzeby misji. Wszystkie systemy charakteryzują się bardzo wysokim poziomem zintegrowania.
Konstrukcja mechaniczna lądownika jest silnie zintegrowana i lekka. Jej całkowita masa wynosi tylko 450 gramów. Ma postać klatki wykonanej z materiału kompozytowego opartego na włóknach węglowych. Jest złożona z podłużnic tworzących krawędzie prostopadłościanu. Mają one strukturę plastra miodu. Na ścianie dolnej (w osi -Z), czyli ścianie nr 4 znajdują się dwie podłużnice połączone ze środkami boków oraz dwie podłużnice na przekątnych. Krzyżują się one w środku podstawy gdzie umieszczono interfejs z systemem elektrycznym sondy Hayabusa 2. Ponadto na tej ścianie umieszczono jedną z anten. Ściana górna (od strony +Z), czyli ściana nr 2 jest pokryta panelem wykonanym ze stopu aluminium. Ma on strukturę plastra miodu. Znajduje się na nim sześciokątne wycięcie w którym umieszczono panel zawierający drugą antenę i umożliwiający dostęp do baterii i jednostki elektroniki. Ściany boczne od strony osi +X (nr 6), -X (nr 5), +Y (nr 1) i -Y (nr 3) posiadają dwie rozpory tworzące kształt litery V. W centrum lądownika znajduje się rama środkowa na której umieszczono system mobilny. Jest to główny element przenoszący naprężenia w trakcie upadku na powierzchnię i podczas wykonywania podskoków. Oddziela ona połowę lądownika z instrumentami naukowy od połowy z systemami elektronicznymi i baterią. Do ramy centralnej od strony ściany nr 1 jest przymocowany klin na którym umieszczono radiometr podczerwieni MARA. Z boku znajduje się jednostka mikroskopu MicrOmega, a pod kamerą na ścianie nr 4 - magnetometr MAG. Od strony ściany nr 3 do struktury przymocowana jest obudowa systemów elektronicznych (Electronics Box - E-Box) a bezpośrednio na nią - bateria. Powierzchnie zewnętrzne lądownika są pokryte arkuszami wielowarstwowej izolacji termicznej. Znajdują się w niej małe wycięcia dla pól widzenia sensorów systemu nawigacyjnego oraz duże wycięcie na ścianie nr 1 odsłaniające pola widzenia instrumentów CAM i MARA.
-
System mobilny lądownika umożliwia uzyskanie właściwej pozycji po zrzuceniu na powierzchnię planetoidy (ze ścianą nr 2 zwróconą w niebo i ścianą nr 4 stykającą się z podłożem) oraz wykonywanie skoków. Dzięki niemu lądownik może się przemieścić na powierzchni planetoidy 1 lub 2 razy, co pozwoli na wykonanie pomiarów i zdjęć w 2 lub 3 miejscach w czasie trwania misji. Odległość skoków może wynosić 10 - 70 metrów. System ten znajduje się na ramie centralnej. Obejmuje odważnik umieszczony na krótkim wysięgniku przyłączonym do bezszczotkowego silnika elektrycznego DC (Brushless Direct-Current Motor - BLDC) za pomocą przekładni falowej o przełożeniu 1:30. W łożysku kulkowym w obrębie przekładni zastosowano suchy smar typu Dicronite opracowany dla amerykańskich łazików marsjańskich. Odważnik jest wykonany ze stopu o wysokiej gęstości a pozostałe elementy - z aluminium. Silnik powoduje obrót odważnika na wysięgniku wzdłuż obręczy otaczającej system mobilny. Dzięki temu w czasie obrotu przykładana jest siła naprzeciwko powierzchni, co powoduje wykonanie skoku. Relatywna pozycja silnika jest mierzona przez sensory dostarczające danych do kontrolera systemu mobilnego (Mobility Susystem Controller - MobCon) znajdującego się w obrębie E-Box. Jest on oparty na układzie typu FPGA (Field Programmable Gate Array) firmy Actel. Ponadto posiada dedykowany konwerter analogowo - cyfrowy ucyfrawiający odczyty napięcia, ładunków i temperatur przed obróbką oraz przed wysłaniem do komputera pokłądowego lądownika OBC. MobCon kontroluje wszystkie funkcje systemu mobilnego i wykonuje komendy dostarczone przez komputer OBC. Tym samym rozpoczyna wykonywanie manewru skoku lub odwrócenia lądownika. Jest on połączony z sensorami i silnikiem za pomocą dwóch w pełni redundancyjnych ścieżek. Z komputerem OBC łączy się za pomocą interfejsu RS-422. Cykl pracy silnika jest zarządzany przez dedykowany kontroler silnika. Jest on z nim połączony za pomocą 3-fazowego mostku MOSFET (Metal-Oxide Semiconductor Field-Effect Transistor).
-
System zasilania obejmuje baterię litową (Li-SOCl2) oraz układ kontroli i dystrybucji energii (Power Control and Distribution Unit - PCDU). Bateria mieści się w metalowej obudowie umieszczonej na jednostce E-Box. Została dostarczona przez firmę Saft z miejscowości Bagnolet we Francji. Jest to model LSH20, sprawdzony w misjach kosmicznych. Została ona wybrana ze względu na bardzo małą masę, dużą pojemność, wytrzymałość na warunki panujące w przestrzeni kosmicznej oraz zachowywanie funkcjonalności w wieloletnim okresie czasu. Zastosowane w niej substancje chemiczne pozwalają na uzyskanie bardzo niskiego tema samoistnego rozładowywania, co ma duże znacznie w czasie czterech lat lotu do planetoidy. Bateria składa się z 9 komórek LSH20 tworzących trzy serie połączone szeregowo. Całkowita pojemność wynosi 39 A/h. Bateria dostarcza mocy na poziomie 220 W/h. Lądownik nie posiada innych źródeł zasilania, tak więc jego żywotność jest ograniczona do 12 -16 godzin (w zależności od temperatury). Pomiary będą mogły być prowadzone przez prawie dwa okresy rotacji planetoidy (około 7.5 godziny). PCDU znajduje się w jednostce E-Box, obejmuje dwie płyty elektroniki (PCDU-1 i PCDU-2). Jest odpowiedzialny za konwersję napięcia dostarczanego przez baterię (11 V) na napięcia wtórne i ich dostarczanie do poszczególnych systemów i instrumentów naukowych. Średni pobór mocy wynosi około 10 W a szczytowy - około 35 W. W czasie lotu międzyplanetarnego energia elektryczna jest dostarczana przez sondę Hayabusa 2 za pośrednictwem regulowanej linii zasilania. Jest używana tylko do zasilania grzejników utrzymujących lądownik w minimalnej temperaturze oraz podczas kresowych testów jego systemów i instrumentów. System zasilania został opracowany przez CNES.
-
System kontroli orientacji przestrzennej (Guidance, Navigation and Control Subsytsem - GNC) pozwala na wykrycie momentu uderzenia lądownika w powierzchnię w czasie jego zrzucania na planetoidę oraz po skokach. Dostarcza również informacji na temat orientacji pojazdu na powierzchni, umożliwiając wykonanie przeskoku ustawiającego lądownik w prawidłowej pozycji. Obejmuje 5 sensorów optycznych rozpoznających bliskość przeszkody (Optical Proximity Sensor - OPS) oraz 6 sensorów w postaci komórek fotoelektrycznych (Photoelectric Cell Sensor - PEC). Dane dostarczane przez sensory są integrowane przez algorytmy nawigacyjne w obrębie systemu informatycznego lądownika.
Każdy z 5 sensorów optycznych OPS zawiera diodę LED (Light Emiting Diode) pracującą w podczerwieni oraz detektor w postaci fotodiody. Elementy te są umieszczone w prostopadłościennej obudowie. Każda taka jednostka ma wymiary 32.6 x 27 x 21.6 mm i masę 28 g. Detektor odbiera emitowane przez diodę światło po odbiciu od powierzchni, gdy lądownik znajduje się blisko niej. Im bliżej powierzchni znajduje się lądownik tym więcej światła trafia do detektora, co powoduje wzrost napięcia na jego wyjściu. Wykrycie powierzchni jest możliwe od odległości 12 cm. Napięcie wyjściowe z detektora spada ponownie przy odległości mniejszej niż 10 mm. W celu skompensowania takich małych odległości sensory nie są zainstalowane pod kątem prostym w stosunku do ścian ładownika, ale są lekko nachylone względem nich. Odczyt napięcia z detektorów pozwala na wyrycie każdego obiektu w polu widzenia detektora wzdłuż określonego kierunku. Tym samym sensory OPS umożliwiają określenie momentu lądowania po zrzuceniu pojazdu z sondy lub w trakcie skoku. Diody LED są cyklicznie włączane i wyłączane przez komputer OBC, a odczyt fotodiod jest zsynchronizowany z tą modulacją. Pozwala to na odróżnienie odbitego światła diod od światła tła, np światła słonecznego. Każdy sensor znajduje się przy odpowiedniej ścianie lądownika, tak więc pomiary są wykonywane na jego pięciu stronach. Tylko ściana nr 1 (z instrumentami naukowymi) nie posiada takiego sensora, ponieważ objętość sprzętu naukowego nie pozostawiła dostatecznie dużej wolnej przestrzeni. Sensory te zostały dostarczone przez firmę Cosine Measurement Systems z Leiden w Holandii.
Każdy z sześciu sensorów fotoelektrycznych PEC ma postać komórki słonecznej. Są one przyklejone do struktury lądownika przy każdej z jego ścian. Pozwalają na określenie orientacji pojazdu względem Słońca, co umożliwiaj jego ewentualne odwrócenie na prawidłową stronę po lądowaniu lub po skoku za pomocą systemu mobilnego. Każdy sensor składa się z komórki słonecznej o wymiarach 20 x 20 mm umieszczonej na płycie obwodów drukowanych (Printed Circuit Board - PCB) o wymiarach 20.5 x 45 mm wraz z dwoma opornikami 50 Om połączonymi z nią równolegle. Zgodnie z prawem Lamberta woltaż wyjściowy UPEC jest proporcjonalny do kosinusa kąta Ø między wektorem wzkazującym kierunke do Słońca vSun a wektorem prostoadłym do komórki słonecznej nPEC według równiania UPEC = U0 cosØ = U0 ((vSun x nPEC)/(|vSun| x |nPEC|)). Zestaw sensorów może mierzyć wektory wskazujące do Słońca we wszystkich możliwych kierunkach wzglem stałego układu odniesienia jakim jest lądownik. Sensory te zostały dostarczone przez firmę ZARM Technik AG z Bremy w Niemczech.
Algorytm GNC pracujący w obrębie oprogramowania komputera OBC umożliwia określenie sposobu poruszania się lądownika (spadek swobodny, bliskość powierzchni, spoczynek). Sprawdza on, czy odczyty z sensorów nie ulegają zmianie przez określony odstęp czasu. Do określania orientacji lądownika i integracji danych z wielu sensorów służy bayesowiski filtr histogramów. Wystarcza on do określenia strony na której lądownik leży na powierzchni, co jest jedyną wymaganą informacją. Wychylenia lądownika na nierównej powierzchni nie są uwzględniane. Pozwala on na przyporządkowanie zmierzonego stanu do jednej ze skończonych możliwych stanów, tzn. do jednej z sześciu możliwych stron na których lądownik znajduje się na powierzchni.
-
System komend i zarządzania danymi jest oparty na komputerze pokładowym (On-Oboard Computer - OBC) umieszczonym w jednostce E-Box. Pozwala on na wykonywanie komend, gromadzenie, kompresję i zapisywanie danych naukowych i inżynieryjnych oraz na autonomiczne wykonywanie zadanych czynności. Procesorem jest LEON3FT. Ponadto komputer posiada pamięci MRAM, SRAM i SDRAM. Jego główną aplikacją jest manager autonomiczny (MASCOT Autonomy Manager - MAM) wykonujący kolejne operacje. Określa on czy pozycja pojazdu względem powierzchni jest prawidłowa, aktywuje kolejne instrumenty naukowe według zaprogramowanej sekwencji, określa czy lądownik jest gotowy do wykonania skoku, oraz dostosowuje kolejne czynności do aktualnego stanu systemów (np poprzez monitorowanie poziomu zasilania i zarządzanie nim). Po lądowaniu wszystkie czynności są wykonywane w pełni automatycznie. Przesyłanie komend z Ziemi poprzez sondę macierzystą jest możliwe, ale z powodu dużego opóźnienia czasowego i krótkiego okresu trwania misji będzie wykonywane tylko w przypadku poważnych problemów.
Komponenty komputera są w pełni podwojone. Komputer komunikuje się z systemami i instrumentami lądownika za pomocą szybkiego busa danych opartego na technologii SpaceWire oraz interfejsów analogowych UART (Universal Asynchronous Receiver and Transmitter) podłączonych za pomocą karty wejścia / wyjścia opartej na układzie FPGA.
-
System komunikacyjny obejmuje dwie anteny oraz dwa układy nadawczo - odbiorcze. Obie są antenami mikropaskowymi o pokryciu omnikierunkowym. Jedna z z nich znajduje się na ścianie górnej (nr 2) a druga - na ścianie dolnej (nr 4). Anteny te mają kształt okrągły, są przykręcone do struktury lądownika za pośrednictwem czterech stopek i pokryte osłonami chroniącymi je przed uszkodzeniem w trakcie upadku na powierzchnię planetoidy. Komunikacja odbywa się w paśmie UHF. Dane telemetryczne są przesyłane z szybkością około 37 kbps. Komendy są odbierane z szybkością około1.7 kbps. System nadawczo odbiorczy mieści się w jednostce E-Box. W czasie lotu międzyplanetarne dane są odbierane przez dedykowaną antenę znajdującą na interfejsie MESS. Po odłączeniu są odbierane przez system komunikacji z lądownikami na sondzie Hayabusa 2, OME. Pozwala on również na wymianę danych z lądownikami MINERVA II-1A, MINERVA II-1B i MINERVA II-2. Łączność jest możliwa do odległości 150 km. Spodziewana ilość danych dostarczonych przez lądownik to 0.7 gigabita. Za elementy systemu łączności znajdujące w się na lądowniku odpowiada CNESS. System OME został w całości opracowany przez JAXA.
-
Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewnia głównie wielowarstwowa izolacja termiczna pokrywająca powierzchnię zewnętrzną lądownika oraz odpowiedni sposób pomalowania poszczególnych powierzchni. Panel górny jest pomalowany na biało od strony zewnętrznej i na czarno od strony wewnętrznej, co zapobiega nadmiernemu nagrzewaniu przez Słońce. Obudowy komponentów wewnętrznych są pomalowane na czarno. Strona dolna jest pomalowana w sposób zapewniający niską emisyjność i absorpcję ciepła. Mocowania poszczególnych jednostek pozwalają na ich termiczne odizolowanie od dolnej strony lądownika. Jedynym wyjątkiem od pasywnego sposobu kontroli temperatury są grzejniki elektryczne obsługujące baterię i instrument MicrOmega. Są one używane tylko w trakcie lotu międzyplanetarnego do zachowania minimalnej temperatury operacyjnej, podczas testów lądownika oraz podczas jego nagrzewania przed odłączeniem.
-
W skład wyposażenia naukowego lądownika MASCOT wchodzą:
- mikroskop i spektrometr MicrOmega;
- kamera (Camera - CAM);
- radiometr (MASCOT Radiometer - MARA);
- magnetometr (Magneometer - MAG).
Instrumenty są zainstalowane wewnątrz konstrukcji mechanicznej lądownika, od strony ściany nr 1.
-
MicrOmega
Mikroskop i spektrometr MicrOmega pozwala na wykonywanie mikrofotografii oraz analiz spektralnych regolitu w miejscu pobytu lądownika MASCOT. Do podstawowych celów naukowych instrumentu zaliczają się: określenie składu chemicznego i struktury powierzchni, w tym zidentyfikowanie minerałów, substancji organicznych oraz możliwego lodu podpowierzchniowego; dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek; dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek; oraz określenie pierwotnego stanu materiału powierzchniowego w celu rozpoznania ewentualnych zmian które mogą zajść w próbkach w trakcie pobierania, powrotu na Ziemię i lądowania kapsuły powrotnej. W tym ostatnim wypadku urządzenie pozwoli na stwierdzenie czy próbki nie uległy degradacji pod kątem składu chemicznego i rozkładu wielkości ziaren. Będzie to pierwsza szczegółowa charakteryzacja próbek zbieranych na innym ciele niebieskim w skali mikroskopowej przed ich dostarczeniem na Ziemię. Zakres spektralny oraz rozdzielczość spektralna zostały wybrane tak, że umożliwiają identyfikację zasadniczych składników regolitu (w każdym elemencie obrazu) występujących w dużych i małych koncentracjach: większości minerałów (zarówno pierwotnych jak i przekształconych - krzemianów, tlenków, soli i minerałów uwodnionych), związków organicznych oraz lodów. Urządzenie może rozróżniać różne rodziny minerałów oraz różne klasy związków organicznych. Tym samym pozwala na oszacowanie składu powierzchni planety w skali pojedynczych ziaren. Informacje te będą przydatne do badań pochodzenia i ewolucji materiału powierzchniowego.
Nazwa urządzenia nawiązuje do instrumentu OMEGA (Observatoire Pour la Minéralogie, l'Eau, les Glaces et l'Activité) na sondach Mars 96 (utraconej podczas startu 16 listopada 1996 r) i Mars Express - instrument MicrOmega został przygotowany przez tych samych wykonawców na bazie doświadczeń zgromadzonych przy pracach nad instrumentami OMEGA.
Instrument MicrOmega stanowi pojedynczą prostopadłościenną ścienną jednostkę przymocowaną do ramy centralnej lądownika MASCOT. Znajduje się od strony ściany nr 1, a jego optyka wystaje ze ściany nr 4 bezpośrednio styka się z podłożem. Konstrukcja urządzenia opiera się na kanele podczerwieni MicrOmega-Ir zestawu MicrOmega sondy Phobos-Grunt (wystrzelonej 8 listopada 2011 r i zdeorbitowanej 15 stycznia 2012 r). Zostało ono zaprojektowane na potrzeby planowanego przez ESA łazika marsjańskiego Pasteur programu ExoMars z zastosowaniem rozwiązań użytych w mikroskopie CIVA/MI (Comet Infrared and Visible Analyser / Microscope) lądownika Philae. Instrument pozwala na obrazowanie mikroskopowe w polu o wielkości 5 x 5 milimetrów i z rozdzielczością przestrzenną 20 μm na piksel. W każdym pikselu obrazu otrzymywany jest spektrogram w zakresie spektralnym 0.95 - 3.65 μm w 365 kanałach. W wybranym zakresie spektralnych większość cząsteczek posiada specyficzne zakresy emitowanej energii (na skutek przejść elektromagnetycznych EM i oscylacji cząsteczek). Tak więc większość spodziewanych minerałów, lodów i związków organicznych może zostać zidentyfikowana na bazie kształtu i położenia linii spektralnych.
-
Masa instrumentu wynosi 2 kg. W jego skład wchodzi: system detektora wraz z chłodziarką; system oświetlający; system elektroniki bliskiej, system optyczny systemu oświetlającego, system optyczny systemu detekcyjnego oraz elektronika główna. System oświetlający, detektor i układy optyczne znajdują się w strukturze mechanicznej mającej postać klatki złożonej z metalowych podłużnic na których zainstalowano panele zewnętrzne. System elektroniki bliskiej mieści się w dwóch prostopadłościennych obudowach przymocowanych do niej. Całość jest pokryta wielowarstwową izolacją termiczną. System elektroniki głównej mieści się w jednostce E-Box lądownika.
-
System oświetlający pozwala na dostarczenie światła o określonej długości fali na próbkę znajdującą się bezpośrednio pod optyką systemu detekcyjnego. Światło białe jest dostarczane przez lampę znajdująca się w obudowie przymocowanej do obudowy detektora. Jest ono skupiane przez soczewkę i wchodzi do monochromatora w postaci filtra akustoptycznego (Acousto-Optical Tunable Filter). Został on dostarczony przez firmę Gooch&Housego z Ilminster w Wielkiej Brytanii. Jest to element dyspersyjny pozywający na uzyskanie spektrogramu. Ma on postać dwułomnego kryształu dwutlenku telluru (TeO2) o właściwościach piezoelektrycznych, na który działają fale akustyczne. Przenikają one kryształ powodując, że zmienia się jego współczynnik refrakcji. Światło przechodzące przez kryształ ulega rozpłoszeniu, tak więc działa on podobnie jak siatka dyfrakcyjna. Wykorzystywana jest tutaj niejednorodna dyfrakcja Bragga. Przepuszczana długość fali świetlnej jest funkcją częstotliwości przyłożonej fali akustycznej. Fala akustyczna jest wytwarzana w krysztale przez syntezator częstotliwości radiowych. Został on dostarczony przez firmę Erems z Flourens we Francji. Mieści się na trzech płytach elektroniki - płycie syntezatora, miksera i wzmacniacza. Bezpośrednio na powierzchni kryształu umieszczono zestaw elektrod. Sukcesywne zmieniane częstotliwości fali akustycznej pozwala na uzyskanie szeregu różnych długości fal świetlnych oświetlających próbkę. Tak więc w ciągu kilku minut wytwarzana jest seria obrazów składających się na trójwymiarowy sześcian obejmujący informacje przestrzenne i spektralne (x, y, λ). W każdym pikselu obrazu tworzony jest więc spektrogram obejmujący tyle punktów danych ile zastosowano kroków podczas skanowania spektralnego dokonywanego za pomocą AOTF. Światło wychodzące z AOTF jest kolimowane przez soczewkę układu optycznego systemu oświetlającego. Następnie jest odbijane przez zwierciadło i skupiane przez kolejną soczewkę na szafirowym oknie wejściowym optyki systemu detekcyjnego.
-
Okno wejściowej optyki systemu detekcyjnego znajduje się na końcu stożka stykającego się bezpośrednio z próbką. Jest on przymocowany do tubusa zawierającego optykę obrazującą. Składa się ona z 5 soczewek. Skupiają one światło dobite od próbki na detektorze mieszczącym się w osobnej prostopadłościennej obudowie. Detektorem jest mamcież czuła na podczerwień wykonana z HgCdTe (Mercury-Cadmium-Telluride Array - MCT). Ma wymiary 128 x 128 pikseli. Jest ona chłodzona do temperatury 110 K przez miniaturową chłodziarkę kriogeniczną Ricor znajdującą się bezpośrednio przy obudowie detektora. Pozwala to na ograniczenie prądu ciemnego i umożliwia pracę w zakresie spektralnym do ponad 3 μm. Elementy wewnątrz urządzenia zachowują się jak ciało doskonale czarne i emitują fotony cieplnego promieniowania podczerwonego. Ponieważ nie wszystkie komponenty można schłodzić, obserwowane pole musiało zostać zmniejszone. Efekt cieplny został zredukowany przez dodanie pomiędzy zestaw optyczny i detektor przegrody schłodzonej do temperatury 250 K. Detektor został dostarczony przez firmę Sofradir z Palaiseau we Francji.
Sygnał z detektora jest obrabiany przez elektronikę bliską. Kontroluje ona również pracę detektora, lampy, generatora RF i systemu chłodzącego. Przesyła dane do elektroniki głównej.
Elektronika główna kontroluje stan instrumentu, formatuje dane i wysyła je do systemu informatycznego lądownika.
Instrument MictOMEGA został opracowany przez Instytut Fizyki Kosmicznej i Astrofizyki (Institut d'Astrophysique Spatiale - IAS) w Paryżu.
-
CAM
Kamera lądownika MASCOT jest szerokokątnym systemem obrazującym pracującym zarówno w trakcie lądowania jak i podczas pracy na powierzchni, zarówno trakcie dnia jak i w nocy. Jego oświetlenie diodowe pozwala na obserwacje multispektralne. Do jej podstawowych celów naukowych zaliczają się: zbadanie geologii powierzchni planetoidy; określenie lokalnej morfologii oraz struktury i tekstury regolitu, w tym rozkładu wielkości skał oraz małych ziaren; dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek; oraz uzyskanie kontekstu dla obserwacji i pomiarów wykonywanych przez inne instrumenty lądownika. Kamera umożliwi wykonanie analiz struktury, tekstury i składu chemicznego powierzchni w skali od dziesiątków metrów do ułamka milimetra. Obrazy uzyskane podczas lądowania dostarczą przejścia pomiędzy zdjęciami uzyskanymi z sondy macierzystej oraz zdjęciami z powierzchni. Pozwolą na precyzyjne zidentyfikowanie miejsca lądowania na mapach fotograficznych planetoidy. Obrazowanie na powierzchni po lądowaniu w trakcie dnia umożliwi określenie morfologii regolitu. Zdjęcia uzyskane przy różnych kątach fazowych umożliwią ponadto wykonanie analiz fotometrycznych dostarczających informacji na temat właściwości fizycznych regolitu takich jak rozkład wielkości skał i ziaren. Obrazowanie w trackie nocy w czterech zakresach spektralnych umożliwi mapowanie niejednorodności w składzie chemicznym regolitu w otoczeniu lądownika na drodze analizy stosunku intensywności światła odbitego. Możliwe będzie rozpoznanie różnych klas minerałów, związków organicznych i lodów. Kamera uzyska dziesiątki zdjęć - kilka w trakcie lądowania i każdego skoku, 5 na powierzchni w trakcie każdego dnia oraz 4 w trakcie nocy. Co najmniej 15 zdjęć będzie przydatnych w analizach naukowych. Zdjęcia z kamery, w połączeniu z obrazami multispektralnymi z mikroskopu MicrOMEGA oraz obserwacjami spektrometrycznymi z radiometru MARA dostarczą zestawu danych pokrywającego duży zakres skal przestrzennych, stanowiący przejście pomiędzy obserwacjami wykonywanymi przez sondę macierzystą (10^3 -10^-3 m) a badaniami próbek (10^-3 -10^-6 m).
-
Kamera CAM znajduje się na ramie centralnej lądownika MASCOT, od strony ściany nr 1 (przy lewym górnym rogu). Stanowi pojedynczą jednostkę umieszczoną w dwuczęściowej obudowie, złożonej z połowy przedniej (Camera Housing Front - CHF) i tylnej (Camera Housing Back - CHB). Powierzchnia obudowy jest anodyzowana złotem. W skład urządzenia wchodzi układ optyczny, system detektora, system oświetlający, oraz zestaw elektroniki kontrolnej. Obudowa CHF obejmuje optykę, system oświetlający i detektor. W jej dolnej części znajduje się również płytka odcinająca światło rozproszone na powierzchni gruntu przy samym lądowniku. Obudowa CHB zawiera elektronikę kontrolera kamery. Jest przymocowana do ramy za pomocą czterech montaży izostatycznych. Termicznie izolują one kamerę od struktury lądownika. Oś optyczna kamery jest zorientowana pod kątem 0° (+/- 180°) w azymucie i -22° (+/- 0.5°) w pionie. Instrument ma wymiary 77 x 96 x 114 mm (bez diod i przegrody optyki) i masę 0.403 kg. Pobór mocy wynosi 1.5 W w czasie obrazowania monochromatycznego oraz 6.5 W w czasie obrazowania multispektralnego z użyciem diod w nocy. Urządzenie może pracować w zakresie temperatur 55 - 85°C. Ponadto może pozostać funkcjonalne przy temperaturach 80 - 120°C. W czasie prac nad urządzeniem zastosowano rozwiązania użyte w kamerach ROLIS (Rosetta Lander Imaging System) lądownika Philae, PanCam (Panormiac Camera) zaprojektowanej dla łazika Pasteur oraz kamery użytej w eksperymencie ROKVISS (Robotic Components Verification) na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej.
-
Soczewkowy układ optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Jest ona zasłonięta przez odsuwaną pokrywę przeciwpyłową. Optyka ma postać podwójnego obiektywu gausswskiego. Jej konfiguracja opiera się na zasadzie Scheimpfluga, dzięki czemu ostre obrazy mogą być uzyskiwane od odległości 150 mm do nieskończoności. Kąt Scheimpfluga wynosi 7.395°. Długość ogniskowej jest stała, wynosi 14.8 mm. Stosunek ogniskowej wynosi f/16. Pole widzenia ma średnicę 72.5°, a po rzutowaniu na detektor - wymiary 54.8° x 54.8°. PSF wynikające z dyfrakcji jest mniejsze od 30 μm. Jest głównym czynnikiem ograniczającym rozdzielczość kamery. Ponieważ kamera jest nachylona pod kątem 22° w stosunku do podstawy lądownika pole widzenia obejmuje obiekty znajdujące się zarówno w pobliżu lądownika jak i horyzont (gdy lądownik znajduje się płaskiej powierzchni). Pokrywa się ono z polem widzenia radiometru MARA.
Optyka skupia światło na detektorze w postaci układu CMOS OnSemi-Star1000 mieszczącego się na dedykowanej płycie elektroniki. Ma on wymiary 1024 x 1024 piksele. Pojedynczy kwadratowy piksel ma szerokość 15 mikronów. Rozdzielczość przestrzenna z odległości 15 cm wynosi 0.15 mm. Detektor pracuje w zakresie spektralnym 400 - 1000 nm. Efektywność kwantowa znajduje się na poziomie 30% (w zakresie spektralnym 450 - 750 nm). Średni poziom prądu ciemnego przy temperaturze 22 +/- 3°C wynosi 1173.9 e-/s. Całkowite wypełnienie wynosi 135 Ke-. Minimalny czas ekspozycji wynosi 0.2 ms.
-
System oświetlenia używany do obrazowana multsipektralnego w nocy składa się z 144 diod LED (Light Emitting Diode - LED) tworzących powierzchnię w układzie 4x36 znajdującą się pod przegrodą systemu optycznego. Diody emitują światło w czterech różnych zakresach spektralnych scentrowanych na 470 nm (światło niebieskie), 530 nm (światło zielone), 640 nm (światło czerwone) i 805 nm (bliska podczerwień).
System elektroniczny kamery obejmuje elektronikę sensora mieszczącą się na pojedynczej płycie elektroniki oraz kontroler mieszczący się na dwóch płytach. Ucyfrawia on sygnały z detektora do 14 bitów na piksel, tymczasowo zapisuje dane w wewnętrznej pamięci RAM, kontroluje stan urządzenia oraz komunikuje się z systemem informatycznym lądownika za pomocą szybkiego interfejsu SpaceWire. Obróbka i kompresja obrazów przed ich transmisja są dokonywane przez system komputerwoy lądownika. Rozmiar pojedynczego zdjęcia wynosi 14.7 megabitów, co znacznie ogranicza ilość obrazów które mogą być przesłane do sondy macierzystej w trakcie misji.
W czasie lotu międzyplanetarnego kamera może obserwować cel kalibracyjny instrumentu MARA umieszczony na interfejsie MESS na sondzie Hayabusa 2.
Instrument CAM został opracowany przez Instytut Badań Planetranych DLR (Institute of Planetary Research) z Berlina przy współpracy z firmami Airbus DS Germany i Astrium Germany.
-
MARA
Radiometr lądownika MASCOT pozwala na rejestrowanie emisji podczerwieni cieplnej z powierzchni w celu określenia jej temperatury, emisyjności cieplnej, inercji cieplnej i składu mineralnego. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: scharakteryzowanie środowiska cieplnego na powierzchni; określenie właściwości termofizycznych regolitu; oszacowanie składu mineralnego powierzchni; oraz dostarczenie bezpośrednich obserwacji na potrzebny interpretacji danych z sondy macierzystej i uzyskanie bezpośredniego kontekstu dla zebranych próbek. Informacje na temat inercji cieplnej i emisyjności powierzchni będą przydatne do badań geologii powierzchni oraz ewolucji planetoidy. Stosunki pomiędzy intensywnością emisji w poszczególnych zakresach spektralnych porównane z pomiarami laboratoryjnymi powolną na oszacowanie składu mineralnego regolitu, uzupełniając wyniki otrzymane za pomocą innych instrumentów lądownika i sondy macierzystej.
Instrument MARA składa się z głowicy umieszczonej na klinie przymocowanym do ramy centralnej lądownika MASCOT oraz z zestawu elektroniki znajdująćego w jednostce E-Box lądownika. Całkowita masa systemu wynosi 240 g. Całkowity pobór mocy wynosi 1.7 W (0.7 W dla systemów elektrycznych i 1 - 2 W dla ogrzewania głowicy w zależności od temperatury otoczenia). Pole widzenia urządzenia znajduje się w obrębie pola widzenia kamery CAM, dostarczającej kontekstu dla powierzchni badanej radiometrycznie. Ma ono szerokość +/- 15 stopni. Obejmuje fragment powierzchni o średnicy 30 cm znajdujący się przed lądownikiem. W czasie prac nad urządzeniem zastosowano rozwiązana użyte w sensorze TM (Thermal Mapper) systemu MUPUS (Multipurpose Sensors for Surface and Subsurface Science) lądownika Philae.
Głowica instrumentu ma masę 90 g. Składa się z 6 sensorów termoeleketrcznych IPHT TS-72-M umieszczonych w przegrodzie podzielonej na 6 komórek i zasłoniętej pokrywą górną przykręconą w centrum przegrody. Są one umieszczone na prostokątnej aluminiowej płycie podstawowej przymocowanej do klina w czterech punktach. Jest ona pokryta złotem, co pozwoliło na osiągnięcie niskiej emisyjności cieplnej. Zmniejsza to moc wymaganą do ogrzewania głowicy w celu zachowania jej stałej temperatury. Stabilność termiczna umożliwia uzyskanie dobrego stosunku sygnału do szumu. Z tyłu płyty podstawowej znajduje się tablica połączeń elektrycznych oraz taśma kabli łączących głowicę z jednostką elektroniki.
-
Każdy z sensorów charakteryzuje się masą 1.2 g. Ma pole widzenia o szerokości 20 stopni. Składa się z absorbera oraz filtra. Absorber ma postać krążka o średnicy 0.5 mm. Woltaż na sensorze jest wytwarzany przez 72 bizmutowo - antymonowe ((Bi0.87Sb0.13/Sb) połączenia termoelektryczne. Moc termoelektryczna wynosi 135 μV/K na każde połączenie. Zimna temperatura połączenia jest mierzona przez sensor PT100. Czułość sensora wynosi 250 V/W (podczas pomiarów kalibracyjnych w atmosferze kryptonu).
Każdy z sensorów jest wyposażony w inny rodzaj filtra. Filtr szerokopasmowy pokrywający zakres 5 - 100 μm umożliwia oszacowanie temperatury jasnościowej powierzchni i wyprowadzenie inercji cieplnej. Umożliwia wykonywanie pomiarów przy niskich temperaturach w nocy (150 K) z dokładnością lepszą od 0.1 K. Temperatury w trakcie dnia mogą być mierzone przez wszystkie sensory. Filtr 8 - 14 μm pokrywa zakres operacyjny instrumentu TIR (Thermal Infrared Mapper) sondy Hayabusa 2 dostarczając bezpośrednich pomiarów z powierzchni przydanych podczas analizy danych i kalibracji krzyżowej. Cztery pozostałe filtry - 5.5 - 7 μm, 8 - 9.5 μm, 9.5 - 11.5 μm i 13.5 - 15.5 μm służą do badań mineralogicznych. Niektóre minerały takie jak oliwiny i pirokseny posiadają linie absorpcyjne w tych zakresach, co umożliwia ich zidentyfikowanie. Filtry są przezroczyste dla promieniowania powyżej 50 μm stanowiącego dużą część emisji powierzchni w nocy. Dlatego też sygnał ten jest blokowany poprzez zastosowanie absorberów interferencyjnych IPHT.
System elektroniczny instrumentu ucyfrawia sygnały z sensorów, kontroluje stan urządzenia oraz komunikuje się z systemem informatycznym lądownika. Ucyfrawianie jest dokonywane do 12 bitów, co odpowiada rozdzielczości pomiarów temperatury lepszej od 1 K przy 100 K. Elektronika ma masę 50 g.
W czasie lotu międzyplanetarnego instrument może obserwować cel kalibracyjny umieszczony na interfejsie MESS na sondzie Hayabusa 2. Charakteryzuje się on emisyjnością cieplną na poziomie 95%. Jest wyposażony w grzejniki i sensory temperatury. Ma on masę 100 g.
Instrument MARA został opracowany przez Instytut Badań Kosmicznych DLR (Institute of Planetary Research) z Berlina.
-
MAG
Magnetometr ądownika MASCOT jest jedynym instrumentem przeznaczonym do bezpośrednich badań otoczenia jakie zastosowano w misji Hayabusa 2. Jego podstawowym celem naukowym jest określenie stopnia globalnej magnetyzacji planetoidy poprzez pomiary pola magnetycznego w trakcie opadania oraz lokalnej magnetyzacji poprzez pomiary po lądowaniu. Pomiary wykonywane w trakcie całego okresu trwania misji pozwolą na zbadanie zmian indukowanej magnetyzacji zachodzących wraz ze zmianami intensywności międzyplanetarnego pola magnetycznego. Ponadto wektory pola magnetycznego mierzone w każdym miejscu pobytu lądownika pozwolą na scharakteryzowanie właściwości magnetycznych podłoża, co nałoży ograniczenia na modele ojcujące proces formowania planetoidy.
Instrument MAG składa się z głowicy umieszczonej na ścianie dolnej (nr 4) lądownika, od strony ściany bocznej nr 1 oraz systemu elektronicznego znajdującego się w jednostce E-Box lądownika. Jest to trójosiowy magnetometr transduktorowy. Pracuje w zakresie dynamicznym +/-50 000 nT. Rozdzielczość pomiarów wynosi 7 pT. Częstotliwość próbkowania wynosi 10 Hz. Szum znajduje się na poziomie 10 pT/sqrt(Hz). W trakcie prac nad urządzenie wykorzystano doświadczenia nabyte w trakcie budowy magnetometrów MAG (Magnetometer) sondy Rosetta, ROMAP (Rosetta Lander Magnetometer and Plasma Monitor) lądownika Philae, MAG (Magnetometer) sondy Venus Express (wystrzelonej 9 listopada 2005 r i użytkowanej do 16 grudnia 2014 r) i FGM (Fluxgate Magnetometer) satelitów THEMIS (Time History of Events and Macroscale Interactions During Substorms) wystrzelonych17 lutego 2007r. Urządzenie ma całkowitą masę 243 g. Pobór mocy wynosi 1.2 W.
Głowica obejmuje sensor transduktorowy umieszczony na płycie podstawowej przymocowanej do struktury lądownika za pomocą 3 montaży izostatycznych. Jest on osłonięty cylindryczną obudową. Całość jest pokryta wielowarstwową izolacją termiczną. Głowica ma wymiary 36 x 36 x 50 mm i masę 89 g. Pobór mocy wynosi 0.5 W. Sensor składa się z trzech elementów transduktorowych ustawionych pod kątem prostym do siebie, co umożliwia pomiary w trzech osiach. Łącznie zawiera dwa rdzenie, trzy zwojnice pobudzające oraz trzy zwojnice pomiarowe. Do pomiarów pola magnetycznego w jednej osi jest używany pierścień (rdzeń) wykonany z amorficznego, łatwo magnesowalnego materiału. Wokół takiego rodzenia nawinięta jest zwojnica pobudzająca. Przez zwojnicę przepuszczany jest prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Jego wartość jest znana. W celu utrzymania sensora w polu prawie zerowym i zachowania jego linearności bez potrzeby zmieniania wartości prądu pobudzającego używana jest zwojnica Helmholtza. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Wynikowe pole magnetyczne indukuje przepływ prądu w zwojnicy detekcyjnej, który jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i wysyłany do systemu elektronicznego. Pozwala to na wyprowadzenie intensywności pola zewnętrznego.
System elektroniczny instrumentu obejmuje kontroler zapewniający konwersję analogowo - cyfrową sygnału z przedwzmacniacza, wykonywanie komendy, zapewnienie źródła czasu, kontrolę stan urządzenia, obróbkę danych cyfrowych i komunikację z systemem informatycznym lądownika. Elementem logicznym jest układ FPGA (Field Programmable Gate Array). Masa elektroniki wynosi 180 g. Mieści się ona na płycie o wymiarach 109 x 94 x 20 mm.
Instrument MAG został opracowany przez Instytut Geofizyki i Fizyki Kosmicznej (Institute for Geophysics and Extraterrestrial Physics - IGeP) Politechniki w Braunschweig (Technische Universität Braunschweig - TUBS) w Niemczech. Podwykonawcą systemu elektronicznego była firma Magson GmbH z Berlina.
-
Historia misji
Lądownik do badań planetoidy został zaproponowany przez DLR w grudniu 2008 r. W tym czasie ESA wyraziła zainteresowanie takim urządzeniem jako częścią wyposażenia dla misji MarcoPolo proponowanej w ramach programu Cosmic Vision 2015 - 2025. Została ona zaproponowana w licu 2007 r jako misja klasy średniej (M). Propozycja zakładała ścisłą współpracę z Japonią. Pojazd miał być znacznie unowocześnioną wersją sondy Hayabusa (Hayabusa Mk2). Sonda miała umożliwić pozyskanie próbek z mało zmienionej planetoidy, takiej jak 1999 JU3 (planetoida typu C), 1996 FG3 (podwójna planetoida typu C), 2001 SG286 (planetoida typu D), 2001 SK162 (planetoida typu T), lub 4015 Wilson-Harrington (1979 VA, 107P/Wilson-Harrington, obiekt ze słabą aktywnością kometarną klasyfikowany też jako planetoida typu C). Lądownik planowany dla misji nosił nazwę MarcoPolo Surface Sout. W trakcie wstępnych prac nad lądownikiem prowadzonych we współpracy z CNES do września 2009 r rozważano różne możliwości, takie jak pojazd na podporach lub w postaci kapsuły, lądujący czynnie i biernie (penetrator lub kapsuła), stacjonarny lub mobilny. Ostatecznie zaproponowano cztery różne możliwe konfiguracje. Opcja 1 zakładała zbudowanie stosunkowo dużego lądownika opartego w dużej mierze na lądowniku Philae. Jego masa miała wynosić około 95 kg. Miał lądować na trzech wspornikach. Po lądowaniu miał wykonywać skoki. W trackie opadania miał być stabilizowany trójosiowo i aktywnie unikać przeszkód. System zasilania miał obejmować panele słoneczne na zewnętrznej powierzchni. Proponowanymi instrumentami naukowymi były: spektrometr promieniowania rentgenowskiego indukowanego cząstkami alfa (Alpha-Particle-X-ray Spectrometer - APXS), spektrometr Ramana, spektrometr Mössbauera, penetrator Neo-Mole oparty na penetratorze Mole lądownika marsjańskiego Beagle 2 wystrzelonego wraz z sondą Mars Express 2 czerwca 2003 r, analizator substancji lotnych z pułapką jonową (Evolved Volatiles Ion Trap Analyzer - EVITA), spektrometr środkowej podczerwoni z detektorem substancji lotnych i mikroskopem (Mid-IR ATR Spectrometer, Volatile Detector and Microscope - Voldet), laserowy spektrometr masowy jonów (Ion Laser Mass Analyzer - ILMA), dyfraktometr rentgenowski (X-Ray Diffractometer - XRD), mikroskop MicrOmega, mikrosejsmometr, stereoskopowa kamera panoramiczna o szerokim polu widzenia (Wide Angle Camera - WAC), system sondowania wnętrza planetoidy oparty na eksperymencie CONSERT (Comet Nucleus Sonding Experiment) sond Philae i Rosetta, oraz retroreflektor laserowy. Spektrometr Mössbauera, kamera, APXS, MicrOmega i Neo-Mole miały być umieszczone na ramieniu zrobotyzowanym, podobnie jak na lądowniku Beagle 2. Opcja 2 zakładała zbudowanie lądownika o masie około 70 kg, wyposażonego w koło zamachowe stabilizujące opadanie na powierzchnię oraz mogącego wykonywać skoki. Rozważanymi instrumentami naukowymi były: APXS, spektrometr Ramana, Neo-Mole, Voldet, ILMA, MicrOmega, mikrosejmsometr, kamera stereoskopowa i panoramiczna oraz system sondujący. Opcja 3 zakładała lądownik o średnich rozmiarach, o masie około 30 kg. Miał on być zasilany tylko z baterii i lądować na trzech wspornikach. Nie mógłby wykonywać skoków. Rozważanymi instrumentami były: ILMA, APXS, NicrOmega, Neo-Mole mikrosejmsometr oraz kamera stereoskopowa i panoramiczna. Opcja 4 zakładała lądownik bardzo mały, o masie rzędu 10 kg (MASCOT-XS). Miał on zostać zrzucony na powierzchnię bez żadnej stabilizacji. Po lądowaniu mógł wykonywać skoki. Jego żywotność była ograniczona z powodu użycia baterii. Pomimo małych rozmiarów możliwe było zestawienie dowolniej kombinacji trzech instrumentów proponowanych dla opcji 1, w zależności od wybranych celów naukowych. Projekt ten bazował na studium małego mobilnego lądownika mogącego się toczyć po powierzchni przeprowadzonym przez DLR w 1995 r na potrzeby ESA. W przypadku misji do planetoidy / komety Wilson-Harrington konieczne byłoby użycie dużej sondy z dużymi panelami słonecznymi (Hayabusa Mk2), dzięki czemu możliwe było zabranie lądownika o masie około 50 kg. W przypadku misji do planetoidy 1999 JU3 wystarczyło użycie sondy opartej na pojeździe Hayabusa, co wymuszało uwzględnienie lądownika o masie do 10 kg.
Koncepcja misji MarcoPolo była analizowana w obrębie ESA od listopada 2007 r, jednak na początku 2010 r nie została przyjęta do realizacji. Lądownik MASCOT został jednak zaproponowany dla japońskiej misji Hayabusa 2 pod nazwą Mobile Asteroid Surface Scout. Początkowo rozważano opcje lądowników o masie do około 50 kg i 10 kg, w zależności od konfiguracji sondy macieżystej. Ostatecznie wybrany został lądownik o masie 10 kg.
-
Faza A projektu rozpoczęła się pod koniec 2009 r i zakończyła się w połowie 2011 r. Początkowo jako instrumenty naukowe rozważano mikroskop MicrOmega, kamerę szerokokątną, ILMA i XRD (lub radar bistaystyczny). Następnie projekt wszedł w fazę B. W toku prac zmieniono system mobilny z bazującego na dwóch ramionach umieszczonych na bokach lądownika na oparty na pojedynczym przekręcanym odważniku. W celu zapewnienia jak najmniejszej masy strukturę mechaniczną postanowiono wykonać z materiałów kompozytowych zamiast z aluminium. Do zestawu instrumentów naukowych obok mikroskopu i kamery wprowadzono magnetometr i radiometr podczerwieni, rezygnując z bardziej skomplikowanych urządzeń. Na początku 2012 r projekt przeszedł przegląd wstępny (Preliminary Design Review - PDR) i wszedł w fazę C.
MASCOT został oficjalnie włączony do projektu Hayabusa 2 dnia 16 marca 2012 r. Faza C zakończyła się na początku 2013 r pozytywnym krytycznym przeglądem projektu (Critical Design Review - CDR). Następnie rozpoczął się okres wytwarzania poszczególnych komponentów, montażu lądownika i testów (faza D). Lądownik został przekazany JAXA w lutym 2014 r. Następnie 28 sierpnia został umieszczony na sondzie Hayabusa 2.
W dniach 20 - 22 września 2014 r sonda została przetransportowana z Sagamihary na kosmodrom w Tanegashimie. Tam wykonano jej ostatnie testy. 13 listopada została zintegrowana z rakietą nośną. Start był zaplanowany na 30 listopada 2014 r. 28 listopada został jednak przełożony z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych - opadów deszczu i silnych wiatrów w górnej części atmosfery. 29 listopada jako nową datę startu podano 1 grudnia. 30 listopada start została jednak ponownie przesunięty, tym razem na 3 grudnia.
-
PRZEBIEG MISJI
Lądownik MASCOT wystartował wraz z sondą Hayabusa 2 dnia 3 grudnia 2015 r o godzinie 04:22:04 UTC. Miejscem startu był kosmodrom w Tanegashimie (Tanegashima Space Center) na wyspie Kyushu na południu Japonii, stanowisko startowe Y/LP-1. Rakietą nośną była H2A, egzemplarz nr 26.
W czasie lotu międzyplanetarnego lądownik pozostaje w większości wyłączony. Okresowo wykonywane są testy jego systemów połączone z kalibracją instrumentów.
Uwolnienie pojazdu będzie możliwe w okresie od października 2018 r (planowany pierwszy test lądowania sondy Hayabusa 2) do sierpnia 2019 r (planowane użycie impaktora SCI). Nie będzie możliwe w czasie koniunkcji ze Słońcem, gdy kąt planetoida - Słońce - Ziemia będzie większy od 170 stopni. Okres ten rozpocznie się 18 listopada 2018 r i zakończy 1 stycznia 2019 r. W tym czasie łączność z sondą Hayabusa 2 będzie mocno ograniczona. Rekomendowany okres lądowania to styczeń - luty 2019 r z powodu stosunkowo niskiej temperatury powierzchni. W tym czasie planetoida będzie znajdować się niedaleko aphelium orbity. Czas lądowania zostanie jednak wybrany na podstawie bardziej szczegółowych analiz.
Pojazd zostanie odłączony od statku macierzystego w czasie jednego z lądowań próbnych. Ponieważ w czasie badań planety orientacja sondy macierzystej będzie stała względem Słońca (panele słoneczne będą zwrócone na Słońce a panel dolny -Z z instrumentami naukowymi i anteną systemu OME - na planetoidę) łączność z lądownikiem nie będzie możliwa w czasie nocy. Z tego powodu w celu zapewnienia co najmniej trzech sesji komunikacyjnych w czasie pracy na planetoidzie (przewidzianym na trzy lokalne dni) optymalnym czasem na wykonanie operacji odłączenia i lądowania (Separation, Descent and Landing - SDL) będzie lokalne południe.
Optymalne miejsce lądowania powinno charakteryzować się okresem oświetlenia wynoszącym 50 - 70% okresu rotacji planetoidy, co wynika z ograniczeń termicznych oraz wymogów stawianych przed obserwacjami naukowymi. Okres widoczności miejsca lądowania z sondy macierzystej znajdującej się w pozycji bazowej w odległości 20 km powinien być nie mniejszy niż 40% okresu rotacji planetoidy. Szybkość w czasie lądowania powinna być mniejsza od połowy szybkości ucieczki. Temperatura powierzchni powinna znajdować się w granicach od -50°C do +25°C. Oszacowanie bezpieczeństwa miejsca lądowania i opracowanie jego dokładnych map będzie wymagało obserwacji wykonywanych przez sondę macierzystą. Potrwają one co najmniej 30 dni.
Lądownik zostanie uwolniony na wysokości około 100 metrów. Jedynym parametrem który zostanie zoptymalizowany będzie czas uwolnienia. Pojazd zostanie wyrzucony z mechanizmu MESS pod kątem 15 stopni do panelu słonecznego -Y sondy z szybkością kilku cm/s. Następnie będzie spadał powierzchnię spadkiem swobodnym. W trakcie opadania będzie komunikował się z sondą macierzystą, co pozwoli na odebranie wyników pomiarów oraz zdjęć uzyskiwanych w trakcie lądowania. Jednocześnie umożliwi to poznanie przyczyn ewentualnego niepowodzenia lądowania. Opadanie potrwa 20 - 30 minut.
Po lądowaniu lądownik prawdopodobnie odbije się kilka razy. Z powodu nieznanych właściwości regolitu ilość i czas trwania podskoków są trudne do określenia. Możliwe że lądownik znieruchomieje na powierzchni dopiero po około 30 minutach. W najgorszym wypadku oddali się od miejsca pierwszego lądowania na dystans około 500 metrów. Po lądowaniu znajdzie się w przypadkowym położeniu. Następnie określi swoją orientację przestrzenną za pomocą sensorów systemu GNC. W sytuacji gdyby leżał na nieprawidłowej stronie automatycznie wykona procedurę odwrócenia za pomocą systemu mobilnego. Operacja ta zostanie wykonana po około 1.5 godziny od odłączenia od sondy macieżystej, w czasie lokalnego popołudnia. Następnie lądownik automatycznie wykona pierwszą zaprogramowaną sekwencję pomiarów naukowych. Rozpocznie ją w trakcie dnia. W tym czasie będzie wysyłał dane na bieżąco do sondy macierzystej. Podczas zbliżania się terminatora łączność będzie się pogarszała. W czasie nocy nie będzie możliwa. W tym czasie pomiary będą jednak nadal wykonywane. Dane będą zapisywane na pokładzie i wysyłane w trakcie następnej sesji łączności, rozpoczynającej się o poranku. Po jej zakończeniu lądownik wykona przeskok za pomocą systemu mobilnego. Długość skoku będzie zależała w dużym stopniu od ciążenia na planetoidzie oraz właściwości regolitu. Może wynosić 10 - 70 metrów. Po skoku lądownik ponownie skoryguje swoją orientację przestrzenną (jeśli będzie to konieczne) i rozpocznie drugą sekwencję pomiarów naukowych. Sesja ta zacznie się w czasie lokalnej nocy, a dane zostaną przesłane po nawiązaniu łączności o poranku.
W czasie 12 - 16 godzin trwania misji planowane jest wykonanie jednego lub dwóch skoków, co pozwoli na wykonanie pomiarów i zdjęć w dwóch lub trzech miejscach. Z powodu dużego opóźnienia czasowego i krótkiego okresu trwania misji możliwość przesyłania komend z Ziemi będzie mocno ograniczona. Tak więc większość czynności będzie wykonywana autonomicznie. Cykl pracy instrumentów naukowych zostanie zaprogramowany przed odłączeniem lądownika. Jego ewentualne modyfikacje będą wykonywane tylko w wypadku wyraźniej potrzeby. Misja zakończy się po wyczerpaniu baterii. Szacuje się, że lądownik dostarczy około 0.7 gigabita danych.