Philae (kompendium)

[Scorus]

Spektrometr masowy MS jest wysokorozdzielczym, wielopasmowym detektorem czasu lotu. Może badać gaz uwolniony z próbek w piekarniku, atmosferę kometarną na zewnątrz instrumentu, oraz gaz przekierowany do niego po analizie w GC. Jest urządzeniem typu reflekcyjnego liniowego ze źródłem jonizacji używającym uderzeń elektronów na jednym z końców, oraz detektorem w postaci płyty kulistych powielaczy wtórnych elektronów w drugim końcu. Do mierzenia czasu przelotu cząstek przez instrument jest wykorzystywany konwerter cyfrowy. Spektrogram masa/ładunek cząstek jest określany przez stosunek przyspieszenia jonów w źródle do długości toru lotu. Cząstki będą przyspieszane z taką samą energią, dlatego ciężkie jony będą lecieć wolniej niż lekkie. W trybie niskiej rozdzielczości, będzie mierzony czas przelotu cząstek przez tor o długości 370 mm (ze źródła do detektora). W trybie wyższej rozdzielczości, podczas pomiarów używane zostaną dwa reflektory ustawione na przeciwnych końcach instrumentów, które będą odbijały cząstki, celem wydłużenia trasy ich ruchu. Źródło jonów magazynujące uderzenia elektronów będzie używane wraz z równolegle wykonywanymi pomiarami gęstości elektronów. Podczas pomiarów będzie można użyć czterech termicznych emiterów elektronów, alternatywnie bądź jednocześnie. Czas trwania pulsu wypuszczenia wyniesie 1 ms. Jony będą przyspieszane do energii 1500 eV w źródle, co zapewni oczekiwany zasięg masowy pomiarów 12 - 1500 u. Jony będą dodatkowo przyspieszane do energii 4000 eV z przodu detektora, celem zwiększenia prawdopodobieństwa ich zarejestrowania przez powielacze elektronów. Czas lotu będzie mierzony z rozdzielczością 2 ns przy użyciu zegara 33 MHz. Czas zarejestrowania sygnału będzie transmitowany do szybkiej pamięci FITO. Czas zarejestrowania sygnału zostanie następnie przekazany do innej pamięci, służącej także do zintegrowania spektrogramu. Zwykle, pomiary będą powtarzane 216 razy. Dzięki temu, w ciągu minuty będzie możliwe uzyskanie 65536 spektrogramów masowych. W czasie lotu międzyplanetarnego MS zostanie raz użyty, w celu określenia, czy wykryje sygnał bez obecności materii kometarnej, w celu wykonania kalibracji.

Kolektor i system transportu gazu kontroluje strumień rozwiniętego gazu, gaz rozwijający (hel) i gazy kalibracyjne (He, Ne, Ar i Kr). Zawiera zawory, detektory ciśnienia i regulatory ciśnienia, przeznaczone główne dla chromatografu, oraz do kontroli jego stanu. Posłuży także do zoptymalizowania działania spektrometru masowego przez precyzyjne dobieranie napięć i kalibrację. Zawiera także szczelinę, służącą do transportu gazu z detektorów GC do do źródła jonów w MS, przy odpowiednim ciśnieniu. Gaz rozwijający, używany w GC jest zgromadzony w dwóch pojemnikach o pojemności 330 centymetrów sześciennych (średnica 100 mm) o ciśnieniu 30 barów. Gaz kalibracyjny jest zgromadzony w zbiorniku o objętości 25 centymetrów sześciennych i ciśnieniu 1 bara. Ciśnienie tych gazów będzie kontrolowane za pomocą zaworów.

Instrument komunikuje się z systemem przetwarzania i gromadzenia danych lądownika Philae (Control and Data Management System - CDMS) za pomocą tablicy DPU zawierającej procesor Harris RTX 2010, PROM, i EEPROM, SRAM, oraz dodatkowe kontrolery. Znajduje się ona wewnątrz głównego pomieszczenia elektroniki Philae. Dane przepływające pomiędzy instrumentem a procesorem będą rozdzielane za pomocą dodatkowej tablicy sprzęgającej, zawierającą pamięć masową 3Mx16 bitów.

[Scorus]

MODULUS Ptolemy

Instrument MODULUS Ptolemy jest drugim obok COSAC analizatorem gazu. Został zaprojektowany w celu wykonania badań składu chemicznego zewnętrznych warstw jądra kometarnego i atmosfery kometarnej, ze szczególnym naciskiem na oznaczenie także składu izotopowego. Podstawowym naukowym celem instrumentu jest dostarczenie danych niezbędnych do zrozumienia geochemii lekkich związków chemicznych, poprzez określenie ich rodzaju, zawartości i składu izotopowego. Do pozostałych celów naukowych należą: określenie pokrewieństwa pomiędzy lodem wodnym w jądrze komety a wodą na Ziemi; zebranie informacji na temat chemii materii kometarnej; określenie natury związków organicznych na powierzchni jadra, i ich relacji z innymi miejscami występowania związków organicznych w Układzie Słonecznym; określenie natury minerałów istniejących na komecie w niskich temperaturach i odtworzenie ich pochodzenia i historii; oraz zebranie informacji potrzebnych do rozwijania modeli związków komet z formowaniem się planet i powstaniem życia na Ziemi. Cały instrument ma masę mniejszą niż 5 kilogramów. Podobny instrument (MODULUS Berenice) znajduje się też na orbiterze.

Instrument MODULUS Ptolemy składa się z systemu podgrzewającego próbki i zarządzającego gazem (Heating and Das Management System), systemu analitycznego (Analytical System), oraz spektrometru masowego z pułapką jonową (Ion Trap Mass Spectrometer). Badane przez instrument próbki będą zbierane z powierzchni i warstwy podpowierzchniowej jądra za pomocą świdra SD2. Pojedyncza próbka zostanie umieszczona w jednym z czterech piekarników zainstalowanych na obrotowej, okrągłej płycie (razem z piekarnikami COSAC). Trzy z piekarników posłużą do badań stałych próbek pochodzących z powierzchni, a czwarty do badań składu atmosfery kometarnej zebranej z nad powierzchni. Napełniony piekarnik zostanie następnie przeniesiony do "stacji pukającej" ("Tapping Station"), które podobnie jak w COSAC wciśnie umieszczona na obręczy piekarnika ceramiczną kulę, która zapewni uszczelnienie. Urządzenie to zawiera dwa styki elektryczne, potrzebne do ogrzewania i wykonywania pomiarów. Dwie małe rurki wykonane ze stali nierdzewnej przechodzą przez ceramiczną kulę, i dostarczą gaz do systemu zarządzania gazem. Wspomniany gaz powstanie podczas podgrzewania próbki w piekarniku. Przejdzie do systemu zarządzania gazem, a stamtąd od systemu analitycznego. Tam zostanie określona ilość wydzielonego gazu, zostanie on także oczyszczony i poddany reakcjom chemicznym, które umożliwią wytworzenie mieszaniny stosunkowo prostych cząsteczek. Mieszanina może przejść przez trzy kanały analityce, zawierające kolumny chromatograficzne, oraz reaktory chemiczne dodatkowo przetwarzające próbki, lub może być skierowana bezpośrednio do spektrometru masowego. Gaz przechodzący przez kanały analityczne będzie kierowany do spektrometru masowego za pomocą gazu przenoszącego w postaci helu.

Spektrometr masowy z pułapką jonową służy do określania składu mieszaniny gazów (a tym samym badanej próbki), oraz stosunków izotopowych poszczególnych występujących w niej pierwiastków. Gazy będą jonizowane po przejściu do odpowiedniej komory. Nie zjonizowane gazy i hel rozwijający będą usuwane na zewnątrz przez odpowiednią rurkę. Gazy zjonizowane zostaną wychwycone przez pułapkę jonową w postaci elektrody, która następnie będzie je wyrzucać sekwencyjne, zgodnie z ich masą, poprzez przykładanie do elektrody szybko zmieniających się napięć. Wyrzucone jony będą wykrywane przez powielacz elektronów. Pomiary strumienia jonów wykonywane przez powielacz będą powtarzane przez kilka zakresów masowych i rejestrowane. Typowy cykl pomiarów potrwa 10 ms.

Spektrometr masowy może działać w dwóch trybach. W trybie jakościowym analitycznym może wykonywać pomiary przez szeroki zakres masowy (pomiędzy m/z=12 a m/z=150). W drugim trybie, określania stosunku izotopowego, zakres masowy jest ograniczony (na przykład od  m/z=43 do 47 dla pomiarów stosunku 12C/13C w dwutlenku węgla). Instrument zostanie skalibrowany po wylądowaniu za pomocą gazu odniesienia.

[Scorus]

SESAME

System monitorujący zjawiska elektryczne, sejsmiczne i akustyczne na powierzchni SESAME jest zestawem 3 sensorów kontrolowanych przez wspólną elektronikę. Dane dostarczone przez ten instrument powolną na nałożenie ograniczeń na modele formowania się jąder kometarnych, oraz całego Układu Słonecznego.

W skład systemu SESAME wchodzą: instrument do sondowania akustycznego powierzchni jądra kometarnego (Cometary Acoustic Sounding Surface Experiment - CASSE), próbnik przewodnictwa elektrycznego (Permittivity Probe - PP), oraz monitor uderzeń cząstek pyłu (Dust Impact Monitor - DIM).

Urządzenie CASSE zostało zaprojektowane do użycia metody sondowania akustycznego celem określenia właściwości fizycznych górnych warstw jądra kometarnego w miejscu lądowania. Składa się z piezoelektrycznych przetworników (nadajników) oraz przyspieszeniomierzy (odbiorników) zainstalowanych  na talerzowatych zakończeniach wsporników lądownika. Nadajniki przepuszczają prąd zmienny przez materiał piezoelektryczny (w tym wypadku ceramiczny), który zostaje przez to wprawiony w drgania. Wibracje będą przenoszone na powierzchnię przez dna podpór lądownika. Odbiorniki są piezoelektrycznymi przyspieszeniomierzami, które działają jak mikrofony (zamieniają drgania w impulsy elektryczne), w celu odebrania drgań powierzchni. Każdy odbiornik składa się z małej masy sejsmicznej zainstalowanej na szczycie fragmentu ceramicznego materiału piezoelektrycznego. Drgania powierzchni wywołają małe przyspieszenie masy sejsmicznej (z powodu jej bezwładności). Spowoduje to wytworzenie w materiale piezoelektrycznym ładunku elektrycznego proporcjonalnego do przyspieszenia. Celem wyeliminowania zakłóceń pomiarów wynikających z nagrzewania się sensorów, zestaw termistorów w każdym odbiorniku będzie mierzyło jego temperaturę. Częstotliwość sondowania wynosi 0.1 - 6 kHz. Odbiorniki mogą rejestrować częstotliwości ok. 100 kHz w 12 kanałach jednocześnie. CASSE może działać w dwóch trybach. W pierwszym - trybie aktywnym zastosowane zostaną nadajniki, wprowadzające grunt pod lądownikiem w drgania, które następnie będą rejestrowane przez odbiorniki. Umożliwi to określenie szybkości fal P i S w gruncie; określenie właściwości rozciągliwych powierzchni i warstwy podpowierzchniowej; określenie warstwowania w pobliżu powierzchni; określenie wielkości ziaren tworzących grunt kometarny; oraz prawdopodobnie wykrycie granicy pomiędzy zerodowanym materiałem powierzchniowym, a pierwotnym wnętrzem jądra (odległej od powierzchni prawdopodobnie o kilka metrów). W drugim trybie - biernym będą stosowane tylko odbiorniki, celem zarejestrowania naturalnej działalności sejsmicznej jądra komety. Masa CASSE wynosi 0.55 kg, i pobiera on maksymalnie 1.25 W mocy.

CASSE oraz elektronika dla systemu SESAME zostały zaprojektowane i zbudowane w Instytucie Symulacji Przestrzeni Kosmicznej (Institute of Space Simulation) w Kolonii w Niemczech, należącym do Niemieckiego Centrum Aeronautycznego (German Aerospace Center, DLR).

[Scorus]

Sensor PP służy do mierzenia właściwości elektrycznych warstwy powierzchniowej jądra, w szczególności złożonej przenikalności elektrycznej (przewodności elektrycznej i polaryzacji dielektrycznej). W tym celu zastosowane zostały elektrody. Podstawowym naukowych celem tego sensora jest zmierzenie zawartości wody blisko powierzchni jądra, i jej zmian związanych z dniem i nocą, oraz odległością komety od Słońca. Pomoże to w zbadaniu tempa sublimacji lodu wodnego z powierzchni komety,  temperatury w której zachodzi odgazowywanie i jego przebiegu, oraz ogólnego składu jądra komety  Urządzenie składa się z pięciu elektrod. Trzy z nich służą do emitowania pulsów elektrycznych. Jedna z nich jest zainstalowana na talerzowanym zakończeniu wspornika lądownika, druga blisko instrumentu APXS, a trzecia w składniku systemu MUPUS - MUPUS-PEN. Dwa pozostałe elektrody służą do odbioru sygnałów elektrycznych, i są zainstalowane na zakończeniach wsporników Philae. Urządzenie wykorzystuje kwadrupolową technikę pomiarów, w której prąd zmienny generowany przez generator AC jest dostarczany do dwóch elektrod i wprowadzony do gruntu. Następnie elektroda odbiorcza mierzy napięcie i fazę prądu przechodzącego przez grunt z jednej z elektrod nadawczych od elektrody odbiorczej. Użycie różnych nadajników i odbiorników umożliwi zmierzenie przewodnictwa elektrycznego oraz względnej przenikalności elektrycznej powierzchni do głębokości 2 metrów. PP może także działać w trybie biernym, w którym użyte zostaną tylko odbiorniki. Umożliwi to zarejestrowanie fal plazmowych powstających podczas oddziaływań wiatru słonecznego z materią kometarną powoli uwalnianą z powierzchni. Częstotliwość sondowania wynosi 0.01 - 10 kHz. Całkowita masa PP wynosi 0.27 kg, i pobiera on maksymalnie 0.32 W mocy.

Sensor DIM został zaprojektowany do wykrywania uderzeń cząstek pyłu (wyrzucanych z powierzchni przez sublimujące lody ale opadających z powrotem z powodu zbyt małej szybkości) i zmierzenia ich pędu. Jego główny celem naukowym jest określenie profilu emisji pyłu w stosunku do wielkości jego cząstek. Pozwoli to na lepsze zrozumienie składu zewnętrznych warstw jądra, oraz jego warstw wewnętrznych (poprzez wyprowadzenie tempa odgazowywania). Dostarczy także informacji na temat emisji materii z jądra komety. DIM ma kształt sześcianu i został zainstalowany na krawędzi głównej struktury lądownika Philae, ponad platformą eksperymentów zawierającą większość instrumentów naukowych. Składa się z zestawu piezoelektrycznych płytek (podobnych do elementów piezoelektrycznych wykorzystanych w CASSE) wraz z elektroniką. Może zarejestrować impulsy elektryczne wywołane uderzeniami cząstek pyłu nadlatujących z trzech kierunków. Sygnały będą analizowane pod kątem kształtu fali (amplitudy i czasu jej trwania). Dzięki temu będzie można ocenić masy, szybkości, kierunki lotu, oraz gęstość pyłu w funkcji czasu. DIM może zarejestrować cząstki o promieniach w zakresie od 5 x 10^-5 do 6 x 10^-3 m, oraz o masach w zakresie od 5 x 10^-10 do 9 x 10^-4 kg. Masa sensora wynosi 0.405 kg i pobiera on maksymalnie 0.17 W mocy.

Instrument SESAME został zbudowany przez Instytut Symulacji Kosmicznych (Institute of Space Simulation) przy DLR w Kolonii.

[Scorus]

MUPUS

System wielozadaniowych sensorów służących do badań powierzchniowych i podpowierzchniowych MUPUS jest zestawem komponentów zaprojektowanych do zmierzenia na powierzchni jądra takich jej parametrów fizycznych jak przewodnictwo cielne/dyfuzyjność cieplna, profil temperatury w gruncie, oraz gęstość i właściwości mechaniczne materiału powierzchniowego i podpowierzchniowego w miejscu lądowania Philae. Głównymi celami naukowymi MUPUS są: dostarczenie danych potrzebnych do zrozumienia właściwości i warstwowania materiału podpowierzchniowego jądra kometarnego i jego zmian związanych ze zbliżaniem się komety do Słońca; umożliwienie zrozumienia bilansu energetycznego powierzchni i jej zmian wraz z czasem i głębokością; umożliwienie zrozumienia bilansu masowego powierzchni i jego zmian; dostarczenie bezpośrednich obserwacji cielnych gruntu kometarnego, celem lepszego zinterpretowania obserwacji cieplnych wykonywanych przez orbiter Rosetta; oraz wspomaganie innych instrumentów Philae (główne SESAME - CASSE).

System MUPUS składa się z siedmiu zasadniczych komponentów kontrolowanych przez wspólną elektronikę. Są to: przyspieszeniomierz harpuna lądownika (Anchor Accelerometer - ANC-M), czujnik temperatury harpuna (Anchor Temperature Sensor - ANC-T), urządzenie do mapowania w podczerwieni  (Thermal Mapper - TM), penetrator i system młotkowy (Penetrator and Hammer Device - PEN-M), czujnik gęstości penetartora (Penetrator Density Measurement Sensor - PEN-CBD), sensory temperatury penetratora służące do uzyskania profilu cieplnego (Penetrator Temperature Profile - PEN-TP), oraz urządzenie do badań przewodnictwa cieplnego penetatora (Penetrator Thermal Conductivity - PEN-THC). Komponenty ANC-M, oraz ANC-T zostały umieszczone w harpunie lądownika, który wbije się w powierzchnię komety tuż po lądowaniu. Przyspieszeniomierz ANC-M zmierzy zmniejszanie się szybkości harpuna podczas przebijania powierzchni. Tempo spowalniania, oraz ewentualne jego zmiany dostarczą informacji na temat twardości materiału powierzchniowego, oraz o jego nieregularnościach lub warstwowaniu. Czujnik temperatury ANC-T zmierzy długotrwałe zmiany temperatury na głębokości do której dotrze harpun. Urządzenie do mapowania w podczerwieni TM zostało umieszczone blisko szczytu lądownika, i służy do wykonania pomiarów promieniowania podczerwonego emitowanego z powierzchni komety, co umożliwi wyznaczenie temperatury powierzchni w obszarze lądowania.

Ważnym składnikiem systemu jest penetrator wraz z systemem młotkowym PEN-M. Jest umieszczony na platformie eksperymentów lądownika, wraz z większością innych instrumentów. Zostanie  wyciągnięty ze swojej pozycji wyjściowej za pomocą połączonego z nim ramienia i wbity w grunt komety. Peterator ma postać ostro zakończonej rurki o długości 37 cm. Jest wykonany z włókna szklanego. Od góry z penetartorem łączy się urządzenie młotkowe, które wbije go w grunt, poprzez drobne uderzenia w jego górny koniec. Głębokość penetracji gruntu po każdym uderzeniu umożliwi określenie twardości podłoża i jego warstwowania na danej głębokości. Umieszczony na penetratorze czujnik gęstości PEN-CBD posłuży do wyznaczenia gęstości materiału bliskiego powierzchni. Wzdłuż penetartora są ustawione czujniki temperatury PEN-TP, które umożliwią określenie profilu temperatury gruntu, gdy penetartor zostanie w całości wbity w powierzchnię. Na penetartorze jest także umieszczony czujnik przewodnictwa cieplnego PEN-THC. Jest grzejnikiem, który nagrzeje swoje otoczenie. Przewodnictwo cieplne podłoża zostanie wyprowadzone dzięki monitorowaniu wzrostu temperatury wzdłuż długości penetartora. Sensory MUPUS będą wykonywały pomiary tak długo jak lądownik będzie pracował, co umożliwi prawdopodobnie zaobserwowanie zmian w gęstości materiału powierzchniowego na skutek uwalniania lotnych substancji.

Penetartor PEN-M, powstał w Instytucie Badań Kosmicznych w Warszawie i jest głównym polskim wkładem do misji.

[Scorus]

ROMAP

Magnetometr i monitor plazmy lądownika Rosetty ROMAP został zaprojektowany w celu wykonania pomiarów pola magnetycznego podczas lotu w kierunku powierzchni komety, oraz do wykonania długotrwałych pomiarów pola magnetycznego i plazmy (elektronów i jonów) na powierzchni jądra. Instrument może także wykonywać pomiary ciśnienia atmosfery kometarnej. Do jego naukowych celów należą: zidentyfikowanie i charakteryzowanie możliwego pierwotnego pola magnetycznego jądra kometarnego; scharakteryzowanie studni magnetycznej wokół komety; scharakteryzowanie środowiska plazmowego wokół jądra; scharakteryzowanie globalnego przewodnictwa elektrycznego jądra (wraz z pomiarami magnetycznymi wykonywanymi przez orbiter Rosetta); zbadanie procesów formowania się warkocza plazmowego; określenie zmienności oddziaływań pomiędzy plazmą kometarną a wiatrem słonecznym w zależności od odległości od Słońca; oraz określenie zależności ciśnienia rozrzedzonej atmosfery na powierzchni jądra od pory dnia.

ROMAP składa się z dwóch części: magnetometru lądownika Rosetty (Rosetta Lander Magnetometer) i monitora plazmy (Plasma Monitor). Oba komponenty instrumentu są zainstalowane na wysięgniku na zewnątrz lądownika. Ma on długość 60 centymetrów, i ma oddalić instrument o innych urządzeń pojazdu, które zakłócałyby pomiary. W czasie lotu wysięgnik jest złożony na boku pojazdu. Po wylądowaniu zostanie rozłożony tak, że znajdzie się pod kątem prostym w stosunku do zasadniczej struktury lądownika. Zabezpieczony przed promieniowaniem moduł elektroniki o masie 60 gramów został umieszczony wewnątrz lądownika. Kontroluje on oba elementy instrumentu, i zapewni ucyfrowienie wszystkich danych z instrumentu (w tym pomiarów ciśnienia) i przekierowanie ich do układu telemetrycznego Philae. Całkowita moc używana przez oba sensory wynosi 1 W. Monitor plazmy jest analizatorem elektrostatycznym połączonym z ciemnią Faradaya. Służy do wykonywania pomiarów jonów (w dwóch kanałach w zakresie energii 40 - 8000 eV) i elektronów (w jednym kanale w zakresie energii 20 - 4200 eV). Zapewni także pomiary ciśnienia atmosfery kometarnej w zakresie 10^-8 - 10^-1 mbar. Wektorowy magnetometr jest urządzeniem o masie 35 gramów. Charakteryzuje się rozdzielczością 10 pikotesli i zasięgiem dynamicznym 4000 nanotesli. Magnetometr został umieszczony wewnątrz monitora plazmy. Prototyp tego magnetometru, o nazwie STROMAG został zastosowany na stacji Mir.

[Scorus]

CIVA

Analizator jądra kometarnego pracujący w zakresie widzialnym i podczerwonym CIVA jest zintegrowanym instrumentem obrazującym zaprojektowanym w celu scharakteryzowania miejsca lądowania Philae, poprzez wykonanie 360 - stopniowej panoramy lądowiska widzianego z perspektywy lądownika oraz zobrazowanie i badania spektrometryczne zbieranych próbek.

System CIVA składa się z dwóch komponentów - systemu kamer (panoramicznych i stereoskopowych), o nazwie CIVA-P, oraz mikroskopu połączonego ze spektrometrem optyczny i podczerwonym, czyli CIVA-M. Wszystkie komponenty używają jednego sytemu kontroli i przetwarzania danych.

CIVA-P składa się z 6 kamer: 5 identycznych kamer monoskopowych, oraz pojedynczej kamery stereoskopowej, z którą pary mogą tworzyć aparaty monoskopowe. 6 kamer jest ustawionych po bokach lądownika, w odległości 60 stopni od siebie tak, że mogą wykonać kompletną, 360 panoramę powierzchni jądra komety Churimova - Gierasjenko. Każda kamera zawiera detektor CCD o wymiarach 1024 x 1024 pikseli. Powtarzanie obserwacji jednego miejsca, oraz obrót lądownika pozwolą na dokładne zobrazowanie topografii powierzchni w trzech wymiarach, oraz zaobserwowanie zmian w czasie, spowodowanych aktywnością kometarną.

CIVA-M składa się z dwóch części: lekkiego obrazującego mikroskopu optycznego (CIVA-M/V) oraz dołączonego do niego spektrometru podczerwonego (CIVA-M/I). Posłuży do badań próbek pobieranych przez świder SD2. CIVA-M/V charakteryzuje się rozdzielczością 14 mikronów. W czasie fotografowania, próbki będą oświetlane sekwencyjnie za pomocą 3 diod LED o różnych kolorach. CIVA-M/I otrzyma następnie spektrogramy próbek w podczerwieni. Będą one charakteryzować się rozdzielczością przestrzenną 50 mikronów. Spektrogramy te będą otrzymywane za pomocą powierzchni detekcyjnej o wymiarach  128 x 128 pikseli, zbudowanej z  HgCdTe. W czasie tego procesu, próbki będą oświetlane za pomocą monochromatora pracującego w zakresie 1.0 - 4.0 mikrometrów (rozdzielczość 5 nm) używającego obracającej się siatki dyfrakcyjnej. Umożliwi to zidentyfikowanie wszystkich głównych organicznych składników próbek (zarówno lotnych jak i nielotnych). Cały proces fotografowania i analizowania dla każdej próbki potrwa około 5 minut.

[Scorus]

ROLIS

System obrazujący lądownika Rosetty ROLIS jest kamerą CCD zaprojektowana do wykonania zdjęć powierzchni jądra komety przed i po lądowaniu Philae. Najważniejszym naukowym celem instrumentu jest scharakteryzowanie miejsca lądowania, oraz wykonanie badań morfologii i mineralogii okolicy. ROLIS zostanie użyty do obrazowania miejsc pobierania próbek wokół lądownika zarówno przed i po ich pobraniu, wykonywania zdjęć otworów wywierconych przez świder SD2 celem zaobserwowania powiększania się ich głębokości związanego z uwalnianiem lotnych substancji; oraz obserwowania zmian na powierzchni zachodzących podczas zbliżania się komety do Słońca.

ROLIS jest zainstalowany na platformie eksperymentów lądownika, wraz z większością pozostałych instrumentów Philae, i jest tak zorientowany, by patrzył w dół. Po lądowaniu instrument znajdzie się na wysokości około 31 cm ponad gruntem. ROLIS będzie także obrazował strefę lądowania i jej otoczenie na krótko przed fazą zejścia z orbity i lądowania. ROLIS składa się z dwóch części - właściwej głowicy kamery - ROLIS-D, oraz systemu elektronicznego kontrolującego kamerę, czyli ROLIS-IME. Ten ostatni został umieszczony wewnątrz głównej struktury lądownika.

Kamera ROLIC-D ma wymiary 9.0 x 6.3 x 8.6 cm i masę około 0.4 kg. Zawiera detektor CCD o wymiarach 1024 x 1024 pikseli oraz bimodalną optykę, która dostarczy szerokiego konta widzenia (75 stopni) podczas obrazowania powierzchni w trakcie lądowania i wąskiego konta widzenia (50 stopni) po wylądowaniu. W nominalnej odległości 31 centymetrów od powierzchni, jej fotografowany fragment będzie miał wymiary 30 x 30 cm, a obraz będzie charakteryzował się rozdzielczością 0.3 milimetra na piksel. Kamera jest wyposażona w cztery kanały barwne: niebieski, zielony, czerwony, oraz podczerwony. Oświetlenie powierzchni zapewnią cztery niezależne powierzchnie w postaci tablic diod LED emitujących światło przez zakres widzialny do bliskiej podczerwieni w pasmach spektralnych scentrowanych na długościach fal około 470, 530, 640 oraz 870 nm kolejno. Lądownik może się obracać, co umożliwi zobrazowanie gruntu we wszystkich kierunkach. Kamera jest przystosowana do pracy w temperaturach od -150 do +30 stopni Celsjusza, co umożliwi pracę w odległościach od 3.0 do 1.8 AU od Słońca.

ROLIS-IME (Główna Elektronika Obrazowania - Imaging Main Electronics) kontroluje zarówno kamerę ROLIS-D, jak i  systemy obrazujące  instrumentu CIVA. Instrument ROLIS jest zaprojektowany do uzyskania najważniejszych danych w trakcie lądowania oraz podczas pierwszych kilku dni pracy na powierzchni, w odległości od Słońca wynoszącej 3 AU. Jednak w przypadku możliwości zastosowania paneli słonecznych (niepewnej z powodu możliwego zapylenia powierzchni) i znacznego przedłużenia misji, kamera będzie mogła zaobserwować zmiany na powierzchni zachodzące podczas wzrostu temperatury jądra w trakcie jego zbliżania się do Słońca.

[Scorus]

SD2

System służący do wywiercania i przenoszenia próbek SD2 został opracowany w celu pobrania próbek materii kometarnej z powierzchni i z różnych głębokości pod nią, oraz dostarczenia próbek do zaawansowanych analizatorów gazu COSAC i MODULUS Ptolemy i pod mikroskop systemu CIVA. Instrument ten może wwiercić się w powierzchnię na głębokość nawet 25 centymetrów i pobrać próbki z dowolnej głębokości. Próbki następnie zostaną przeniesione na obrotowe około, a potem dostarczone do wymienionych instrumentów celem przebadania, lub do stacji czyszczącej.

Instrument SD2 został zainstalowany na platformie eksperymentów lądownika, wraz z większością innych instrumentów naukowych. SD2 składa się z trzech zasadniczych części: zasobnika z narzędziami, obrotowego koła, oraz modułu elektroniki kontrolującego system. Zasobnik z narzędziami ma kształt cylindryczny, i jest przymocowany pod kątem prostym do płyty podstawowej podstawowej. Zasobnik zawiera długi świder służący do wiercenia w powierzchni komety. Może obracać się wokół dłuższej osi. Świder posiada dwa stopnie swobody: może poruszać się w kierunkach bocznych, aby odpowiednio ustawić się w stosunku do powierzchni, oraz może obracać się wokół własnej osi. Gdy wiertło wykona zaplanowany odwiert, zostanie wycofane z powstałego otworu. Następnie w otwór zostanie wprowadzone kolejne narzędzie: próbnik, który pobierze próbki. Ten element dostarczy także próbki na obrotowe koło zainstalowane na płycie podstawowej lądownika. Na kole są umieszczone piekarniki używane przez analizatory gazu COSAC i MODULUS Ptolemy. Ponadto na płycie znajduje się stacja czyszcząca, która umożliwili oczyszczenie piekarników, i ich wykorzystanie wiele razy. Koło może się obracać, dzięki czepu piekarniki z próbkami zostaną skierowane do właściwych instrumentów lub do stacji czyszczącej. Moduł elektroniki służy do przetwarzania rozkazów i przekazywania ich do wykonania przez instrument, kontroluje silnik poruszający kołem, a także dostarcza interfejsu wymiany danych z lądownikiem Philae.

Instrument SD2 został zbudowany przez Włoską Agencje Kosmiczną. W czasie prac nad projektem napotkano liczne problemy techniczne, zarówno podczas projektowania i budowy elementów mechanicznych, jak i elektronicznych.  Instrument musiał spełniać wiele bardzo rygorystycznych wymagań technicznych, takich jak: wysoki poziom autonomii, z powodu dużego opóźnienia czasowego w komunikacji z Ziemią; możliwość wykonywania niezawodnych operacji na różnorodnych materiałach, od śniegu do skały (tufu wulkanicznego) w temperaturach tak niskich jak -120 stopni Celsjusza; jak najmniej zanieczyszczać zbierane próbek; nie mógł powodować start materiału podczas pobierania próbek; musiał charakteryzować się zdolnością do użycia piekarników na próbki wiele razy; a ponadto jego całkowita masa musiała być mniejsza od 3.1 kg (wraz z elektroniką), a pobór mocy mniejszy niż 5 W. Jest to kolejny krok do zastosowania całkowicie automatycznych systemów w przestrzeni kosmicznej. Wiedza zgromadzona podczas jego konstruowania będzie bardzo przydatna podczas realizacji innych bezzałogowych misji.

[Scorus]

CONSERT

Eksperyment sondowania jądra kometarnego poprzez transmisje radowe CONSERT został zaprojektowany w celu zbadania wewnętrznej struktury jądra kometarnego za pomocą sondowania go falami radiowymi transmitowanymi pomiędzy lądownikiem Philae a orbiterem Rosetta. Do naukowych celów eksperymentu należą: określenie stałej dielektrycznej komety, i wyprowadzenie z niej ograniczeń na skład chemiczny jądra; wykrycie dużych struktur i nieregularności we wnętrzu jądra; scharakteryzowanie struktury powierzchniowej jądra i określenie jego właściwości elektrycznych; oraz zidentyfikowanie nieregularności w jądrze w małej skali.

W eksperymencie CONSERT zostanie wykorzystany nadajnik/odbiornik orbitera Rosetta, wraz z pojedynczą anteną; oraz nadajnik/odbiornik lądownika Philae wraz z anteną. Anteny zostały zbudowane specjalne z myślą o tym eksperymencie, do komunikacji służy osobny system.

Antena orbitera jest złożona z dwóch dipoli skrzyżowanych ze sobą pod kątem 90 stopni. Ponadto w skład anteny wchodzą dwa skrzyżowane reflektory dipolowe. Aby nie zakłócać pracy innych instrumentów naukowych, antena została ustawiona na maszcie, który oddala ją do powierzchni orbitera, zawierającej sprzęt. Antena będzie emitować sygnał radiowy o częstotliwości 90 Mhz (pasmo VHF), spolaryzowany kołowo. Długość anteny jest równa połowie długości częstotliwości nośnej, czyli ok. 1.5 metra. Z tego powodu antena w czasie startu była złożona, rozłożono ją dopiero w przestrzeni kosmicznej. Dlatego też, antena w zasadzie złożona jest z 10 elementów liniowych: 2 fragmentów masztu, oraz 8 fragmentów dipoli i reflektorów. Z postaci złożonej elementy te były równoległe do siebie i sczepione stalowym kablem, który został przecięty. Elementy były połączone przez sprężyny, które spowodowały ich rozłożenie. Anteny i powierzchnie uziemiające na orbiterze są osadzone na aluminiowych prętach z masztem z włókna węglowego. Sterowanie pozycją anteny nie jest wymagane. Impulsy emitowane z orbitera do lądownika będą trwały 25.5 mikrosekundy. Moc RF transmisji sygnałów z orbitera wynosi 2 W. Impuls będzie bardzo krótki (100 ns przy 10 MHz).

Antena na lądowniku różni się od anteny na orbiterze, co ma związek z poważnymi ograniczeniami dopuszczalnej masy i wymiarów tego systemu. Składa się z czterech metalowych, monopolowych drutów. Wymagane było umieszczenie anteny tak blisko powierzchni tak to było możliwe. Aby nie przeszkadzać w ewentualnych ruchach lądownika zaraz po wylądowaniu w słabym polu grawitacyjnym, nie zainstalowano anteny na jego wspornikach. Użycie głównej struktury lądownika jako uziemienia dla monopoli, wymusiłaby umieszczenie elementów anteny na szczycie lądownika, co jednak nie było możliwe z przyczyn technicznych, a antena byłaby elektrycznie odległa od gruntu. Dlatego też postanowiono je zainstalować na płycie stanowiącej podstawę zasadniczej struktury lądownika. W czasie lotu monopola są złożone wzdłuż płyty, i zostaną mechanicznie rozłożone przy odgięciu wsporników lądownika przed lądowaniem. Znajdą się w odległości 40 centymetrów od powierzchni, co zapewni dobrą transmisję przez grunt.

Podczas przeprowadzania eksperymentu sygnał radiowy transmitowany przez orbiter będzie przechodził przez jądro komety, i będzie odbierany przez transponder na lądowniku Philae, który cyfrowi go i skompresuje. Następnie transponder lądownika wyemituje nowy impuls, o mocy RF 0.2 W, który ponownie przeniknie przez jądro (tą samą ścieżką, ponieważ w tym czasie orbiter zbytnio się nie oddali), i zostanie zarejestrowany przez odbiornik orbitera, pracujący w zakresie 86 - 94 MHz, rejestrujący polaryzację liniową. Po zarejestrowaniu sygnału przez orbiter, zostanie on zapisały, a następnie przetransmitowany na Ziemię. Tam jego faza i amplituda zostaną porównane z teoretycznymi wartościami tych parametrów dla impulsów rozchodzących się w próżni. Czas jednej sesji wyniesie 25 mikrosekund. Cykl będzie następnie powtarzany po 200 mikrosekundach. Połączenie danych z tysięcy takich sesji (w przybliżeniu 6000 na jeden obieg orbitera) pozwoli na poznanie topografii radiowej wnętrza komety, oraz jej własności elektrycznych. Znajomość przenikalności elektrycznej i absorpcji jądra, pozwoli na zidentyfikowanie rodzaju materii budującej wnętrze jądra. Przestrzenna długość fazy korelacji i amplituda dostarczą informacji na temat wielkości nieregularności struktur wewnątrz jadra kometarnego. Współczynnik odbicia pozwoli na określenie stopnia rozdrobnienia wnętrza jadra. Zmiany w przenikalności elektrycznej umożliwią określenie odbijalności radiowej wewnętrznych struktur. Cechy odbijania i rozpraszania fal radiowych przez powierzchnię umożliwią poznanie nieregularności w jej strukturze oraz jej właściwości elektrycznych.

W eksperymencie biorą udział Francja, Niemcy, Włochy, USA, Norwegia, i Wielka Brytania.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI

Rosetta i Philae wystartowały dnia 2 marca 2004 roku, o godzinie 7:17 UTC za pomocą rakiety Ariane 5+G. Miejscem startu był kosmodrom Kouru w Gujanie Francuskiej. Kompleks Rosetta - Philae dotarł do komety w sierpniu 2014 roku.

 Procedury związane z odłączeniem lądownika Philae i lądowaniem na powierzchni komety rozpoczęły się 11 listopada. Tego dnia o godzinie 01:48:49 UTC na Ziemi śledzenie sondy rozpoczęła 35-metrowa antena sieci ESA  ESTRACK w New Norcia (NNO) w Australii. Od 03:10:00 UTC (na Ziemi) śledzenie rozpoczęła stacja sieci DSN NASA w Canberrze. Stacja ta zakończyła pracę o 12:25:00 UTC (na Ziemi). O 13:40:00 UTC (na Ziemi) śledzenie rozpoczęła stacja DSN w Madrycie. O 13:58:05 UTC (na Ziemi) odbiór danych rozpoczęła stacja ESA w Malargüe (MLG). O 14:00 UTC (na Ziemi) zespół ds. dynamiki lotu w ESOC rozpoczął wyznaczanie parametrów orbity sondy. O 14:30:17 UTC (na Ziemi) śledzenie zakończyła stacja NNO. O 18:05:00 UTC na sondzie (18:33:20 na Ziemi) lądownik został uruchomiony. Uruchomiony został też system wsparcia elektrycznego zapewniający łączność z orbiterem. O 18:37:00 UTC na sondzie (19:05:20 UTC na Ziemi) rozpoczęło się nagrzewanie wnętrza lądownika i jego baterii. W trakcie włączania systemu informatycznego napotkano na problemy - jedna z jednostek obróbki danych nie włączała się. Było to prawdopodobnie związane ze zbyt niską temperaturą. Po potworzeniu procedury system włączył się jednak prawidłowo. Ponadto otwarty miał zostać zawór zbiornika gazu systemu ADS. Nie otrzymano jednak odczytu ciśnienia gazu w zbiorniku. Mogła to być awaria sensora. Zdecydowano się więc na przeprowadzenie lądowania bez silnika. O godzinie 18:57:00 UTC na sondzie (19:25:20 UTC na Ziemi) rozpoczęła się procedura przygotowywania baterii lądownika. Została ona jednak przerwana zaledwie po 1 minucie. Kontrola misji wznowiła obie procedury - otwierania zbiornika azotu i podgrzewania baterii, jednak uruchomiła się tylko ostatnia z nich. Tak więc zdecydowano, że system napędowy lądownika nie zostanie aktywowany. Kontynuowano jednak przygotowania do lądowania. O 19:00:00 UTC (na Ziemi) śledzenie sondy zakończyła stacja DSN w Madrycie. Decyzja o wykonaniu lądowania (głosowanie GO/NOGO1) została podjęta o 19:00 UTC (na Ziemi), 13.5 godziny przed oddzieleniem lądownika, na podstawie parametrów orbity Rosetty podczas ich ostatnich pomiarów. O 20:03:00 UTC (na Ziemi) orbiter rozpoczął manewr obrotu do orientacji zaplanowanej przed oddzieleniem lądownika. O 20:20:00 UTC (na Ziemi) śledzenie rozpoczęła stacja DSN w Goldstone. Manewr obrotu orbitera zakończył się o 20:43:00 UTC (na Ziemi). O 20:24:00 UTC na sondzie (20:52:20 UTC na Ziemi) uruchomione zostało koło zamachowe lądownika. O 23:25:00 UTC na Ziemi śledzenie rozpoczęła stacja DSN w Goldstone, a o 23:40:00 UTC na Ziemi - stacja DSN w Camberrze. Stacja w Goldsotoen zakończyła pracę o 00:00:00 UTC (na Ziemi).

Lądowanie Philae odbyło się 12 listopada. Tego dnia, około 00:00 UTC na Ziemi (na 8 godzin przed oddzieleniem) została podjęta kolejna decyzja o kontynuowaniu procedury, na bazie gotowości komend zawiadujących procedurą (GO/NOGO2a) i  gotowości systemów orbitera (GO/NOGO2b).O 02:35 UTC na Ziemi została podjęta kolejna decyzja, na bazie gotowości systemów lądownika (GO/NOGO3). O 01:46:10 UTC (na Ziemi) śledzenie sondy rozpoczęła stacja ESA w New Norcia a o 03:02:50 UTC (na Ziemi) - stacja ESA w Malargüe. O 03:35:00 UTC na sondzie (04:03:20 UTC na Ziemi) rozpoczęły się procedury związane z oddzieleniem, opadaniem i lądowaniem (Separation, Descent and Landing - SDL). Na początku instrumenty lądownika były kolejno uruchamiane, począwszy od ROMAP. O 04:00:00 UTC na sondzie (04:28:20 UTC na Ziemi) orbiter rozpoczął manewr obrotu przed pierwszym manewrem silnikowym. O 04:06:00 UTC na sondzie (04:34:20 UTC na Ziemi) rozpoczęło się nagrzewanie baterii lądownika do temperatury zaplanowanej na czas oddzielenia. Na 2 godziny przed odłączeniem lądownika, o godzinie 05:35:00 UTC na sondzie (06:03:20 UTC na Ziemi) orbiter wykonał manewr poprzedzający oddzielenie. Trwał on 6 minut, a zmiana szybkości wynosiła 0.46 m/s. Po nim orbiter znalazł się na trajektorii hiperbolicznej względem jądra, z minimalną odległość 5 km. Na 1 godzinę przed odłączeniem Philae, o 06:35 UTC (na Ziemi) podjęta została ostateczna decyzja o przeprowadzeniu lądowania (GO/NOGO4), na bazie parametrów ostatniego manewru korekty trajektorii. O 07:21:00 UTC na sondzie (07:49:20 UTC na Ziemi) uruchomiony został instrument MUPUS. O 07:24:00 UTC na sondzie (07:52:20 UTC na Ziemi) MUPUS rozpoczął pomiary. W tym samym czasie uruchomione zostały instrumenty CIVA i ROLIS. Kamery te rozpoczęły pracę o 07:27:00 UTC na sondzie (07:55:20 UTC na Ziemi). Wtedy też został uruchomiony instrument SESAME. Pomiary rozpoczął on o godzinie 07:36:00 UTC na sondzie (08:04:20 UTC na Ziemi). O 08:18:00 UTC na sondzie (08:46:20 UTC na Ziemi) włączony został system wsparcia mechanicznego MSS umożliwiający oddzielenie lądownika. Silniki elektryczne umożliwiające odłączenie zostały włączone o  08:18:00 UTC na sondzie (08:46:20 UTC na Ziemi). O 08:21:00 UTC na sondzie (08:49:20 UTC na Ziemi) rozpoczęły się procedury związane z segmentem eksperymentu CONSERT na orbiterze. O 08:22:00 UTC na sondzie (08:50:20 na Ziemi) rozpoczęły się analogiczne procedury związane z segmentem CONSERT na lądowniku. O 08:23:00 UTC na sondzie (08:51:20 UTC na Ziemi) rozpoczęła się automatyczna sekwencja pracy systemu MSS poprzedzająca oddzielenie. O 08:25:00 UTC na sondzie (08:53:20 UTC na Ziemi) lądownik został przełączony na zasilanie z własnych baterii.

Uwolnienie lądownika nastąpiło w odległości 22.5 km od jądra, o godzinie 08:35:00 UTC na sondzie. Sygnał z orbitera dotarł na Ziemię po 28 minutach i 20 sekundach, tak więc oddzielenie zostało potwierdzone o godzinie 09:03:20 UTC przez stację w New Norcia. Do uwolnienia Phiale posłużył system główny, oparty na wypychanej osi. System zapasowy oparty na sprężynach nie był potrzebny. Wysokość na której lądownik został oddzielony została ostrożnie wybrana na podstawie takich zmiennych jak warunki w momencie lądowania, zdolność kontroli orientacji i trajektorii orbitera oraz marginesy bezpieczeństwa. Dokładność lądowania nie zależała od wysokości, ale od kombinacji błędów w korygowaniu pozycji i szybkości orbitera w trakcie manewru przed oddzieleniem. Wybrana strategia oddzielenia pozwala na uwolnienie lądownika przy szybkości 0.187 m/s względem orbitera. W przypadku oddzielenia lądownika w mniejszej odległości od jądra oddzielenie musiałoby nastąpić przy niższej szybkości. Jej osiągnięcie wywołałoby jednak dwa negatywne efekty: orbiter nie znalazłby się na trajektorii hiperbolicznej względem jądra i wleciałby nad jego nocną stronę, oraz czas pomiędzy ostatnim manewrem a oddzieleniem wydłużałby się, co spowodowałoby powiększanie się błędów i zmniejszenie dokładności lądowania.

[Scorus]

 Lądowanie trwało 7 godzin.  O godzinie 08:35:52 UTC na sondzie (09:04:12 UTC na Ziemi) kamery CIVA uzyskały pierwsze zdjęcia orbitera po oddzieleniu (sekwencja FAREWELL1), a o 08:37:57 UTC na sondzie (09:06:17 UTC na Ziemi) - drugą sekwencję takich zdjęć (FAREWELL2). Lądownik został również sfotografowany przez system OSIRIS na orbiterze. O 08:43:57 UTC na sondzie (09:12:17 UTC na Ziemi) poczęła się procedura rozkładania wsporników lądownika oraz wysięgnika instrumentu ROMAP. W tym czasie odległość między orbiterem a lądownikiem wynosiła około 100 m. O 08:57:30 UTC na sondzie (09:25:50 UTC na Ziemi) lądownik rozpoczął obrót swojego korpusu o14 stopni w celu uzyskania orientacji przestrzennej stabilnej podczas lądowania. O godzinie 09:15:00 UTC na sondzie (09:43:20 UTC na Ziemi), 40 minut po oddzieleniu lądownika, w odległości około 20 km od jądra Rosetta wykonała manewr gwarantujący widzialność lądownika w momencie lądowania. O 09:18:57 UTC na sondzie (09:47:17 UTC na Ziemi) lądownik zakończył wszystkie procedury związane z oddzieleniem. W czasie opadania pojazd wykonał serię pomiarów naukowych. Dane z eksperymentu CONSERT pozwoliły na zrekonstruowanie trajektorii lądowania. Dostarczyły też informacji o polu grawitacyjnym jądra oraz o właściwościach powierzchni i warstwy podpowierzchniowej. ROMAP wykonał pomiary pola magnetycznego. SESAME przeprowadził pomiary środowiska plazmowego i pyłu. O 11:31:00 UTC na sondzie (11:59:20 UTC na Ziemi) orbiter rozpoczął transmisję danych zarejestrowanych we wcześniejszych etapach lądowania. O 11:51:40 UTC na sondzie (12:20:00 UTC na Ziemi) śledzenie zakończyła stacja DSN w Kamberrze. O 12:46:40 UTC na sondzie (13:15:00 UTC na Ziemi) śledzenie rozpoczęła stacja DSN w Madrycie. O 13:26:40 UTC na sondzie (13:55:00 na Ziemi) śledzenie rozpoczęła stacja ESA w Malargüe. O 13:58:40 UTC na sondzie (14:27:00 UTC na Ziemi) śledzenie zakończyła stacja ESA w New Norcia. O 14:30:37 UTC na sondzie (14:58:57 UTC na Ziemi) uruchomione zostały systemy harpunów lądownika. Ponadto ponownie włączone zostały kamery CIVA i ROLIS przed ostatnim etapem lądowania. Kamery CIVA rozpoczęły obrazowanie miejsca lądowania o godzinie 14:33:37 UTC na sondzie (15:01:57 UTC na Ziemi). W tym samym czasie miał zostać uruchomiony system aktywnego lądowania ADS, ale wcześniej zdecydowano o nie używaniu silnika. O 14:38:42 UTC na sondzie (15:07:02 UTC na Ziemi) obrazowanie miejsca lądowania rozpoczęła kamera ROLIS. O 14:48:55 UTC na sondzie (15:17:15 UTC na Ziemi) lądownik zakończył wszystkie procedury zaplanowane przed lądowaniem.

Philae dotarł na powierzchnię o godzinie 15:34:06 UTC, co zostało potwierdzone na Ziemi o 16:03 UTC (czas przewidywany przed lądowaniem - 16:02:20 UTC). Lądownik wylądował z szybkością ok. 1 m/s, pod kątem 90 stopni. Moment lądowania został zaobserwowany jako zwolnienie lądownika. Do jego wykucia posłużyły silniki rozkładające podpory lądownika, teraz działające jako prądnice. Uderzenie w powierzchnię powodowało przesunięcie podpór, przez co silniki wytwarzały prąd elektryczny przetwarzając energię kinetyczną występującą podczas uderzenia (następnie przekształcała się ona w energię cieplną usuwaną radiacyjne). Pojazd posiadał również dwa przyspieszeniomierze, jednak nie były one używane. Podczas testów w trakcie lotu kosmicznego zaobserwowano bowiem, że koło zamachowe produkuje wibracje które mogłyby wytworzyć fałszywy sygnał potwierdzający lądowanie. Lądowanie nie przebiegło jednak zgodnie z planem. Odskoczeniu od powierzchni w słabym polu grawitacyjnym miało zapobiec uruchomienie silnika ADS, co zostało jednaka anulowane. W związku z tym odskoczeniu miała zapobiec absorpcja większości energii kinetycznej poprzez wsporniki lądownika. Ponadto natychmiast po wylądowaniu w glebę miały zostać wwiercone wkręty na końcach wsporników oraz wystrzelone dwa harpuny. Harpuny jednak nie zadziałały - nie zostały wystrzelone, chociaż uruchomiły się szpule zwijające ich linki. Tak więc lądownik odskoczył od powierzchni i wykonał przelot nad powierzchnią jądra, trwający 1 godzinę i 50 minut. Wysokość odbiła mogła wynosić nawet 500 m. Pojazd poruszał się z szybkością 38 cm/s i przebył dystans około 1 km. W chwili pierwszego stwierdzenia lądowania wyłączone zostało koło zamachowe. Jednak jego bezwładność spowodowała, że lądownik powoli obracał się wokół osi Z przelatując nad powierzchnią. Ruch i rotacja lądownika zostały zaobserwowane w danych telemetrycznych, jednak na początku ich przyczyny nie były znane. Zaobserwowano okresowe wahania w intensywności pola magnetycznego mierzonego przez ROMAP, temperaturze mierzonej przez MUPUS oraz produkcji energii elektrycznej przez panele słoneczne. Sygnał odbierany przez Rosettę był na początku przerywany. Ustabilizował się o godzinie 17:32 UTC na sondzie (18:00 UTC na Ziemi). Po wykryciu lądowania Philae automatycznie rozpoczął wykonywanie pierwszych obserwacji i pomiarów naukowych, które były zaplanowane na powierzchni. W ich ramach system CIVA uzyskał zdjęcia które miały złożyć się pełną panoramę otoczenia. Sekwencja uzyskiwania zdjęć rozpoczęła się o 15:38:52 UTC na sondzie (16:07:12 UTC na Ziemi). W związku z unoszeniem się nad powierzchnią jądra zdjęcia pokazywały tylko pustą przestrzeń i szum. O 15:38:54 UTC na sondzie (16:07:14 UTC na Ziemi) instrumenty COSAC i MODULUS Ptolemy wykonały pomiary składu gazów. Pakiet MUPUS miał też uzyskać pomiary spowolnienia harpunów w czasie wbijania go w powierzchnię, co miało dostarczyć danych na temat właściwości powierzchni i warstwy podpowierzchniowej. Z powodu awarii systemu harpunów pomiary z tych sensorów nie były przydatne. ROLIS miał dostarczyć obrazy powierzchni w bezpośredniej bliskości lądownika. Zdjęcia te jednak również pokazywały tylko szum. ROMAP wykonał pomiary pola magnetycznego a SESAME - pomiary właściwości plazmy i pyłu w otoczeniu. O 16:11:19 UTC na sondzie (16:39:39 UTC na Ziemi) lądownik zakończył wszystkie procedury SDL, jednak nadal znajdował się nad powierzchnią. O 17:20:47 UTC na sondzie (17:49:07 UTC na Ziemi) rozpoczął się blok 1 pierwszej właściwej sekwencji pomiarów naukowych planowanych podczas działań na powierzchni (First Science Sequence - FSS), trwający 7 godzin. Lądownik ponownie trafił na powierzchnię o godzinie 17:25 UTC na sondzie (17:53 na Ziemi), jednak ponownie się odbił. Wykonał już tylko krótki przeskok z początkową szybkością 0.03 m/s i o 17:32 UTC na sondzie (18:00 na Ziemi) osiadł na powierzchni ostatni raz. Tymczasem o17:31 UTC na sondzie (17:59 UTC na Ziemi) orbiter stracił łączność z lądownikiem, około godziny wcześniej niż to było planowane. Wynikało to z innego, nieznanego jeszcze miejsca lądowania. O 19:00:00 UTC na Ziemi śledzenie orbitera zakończyła stacja DSN w Madrycie.

Odbiór danych z Philae został wznowiony 13 listopada o godzinie 05:33 UTC na sondzie (06:01 UTC na Ziemi). Początkowo łączność była niestabilna, jednak po zwiększenia się wysokości orbitera nad powierzchnią stał się bardzo stabilny. W związku z brakiem zakotwiczenia lądownika wprowadzono modyfikacje do pierwszej sekwencji naukowej. Zaniechano używania instrumentów wywołujących ruch - APXS, MUPUS/PEN oraz SD2. Ich użycie mogłoby spowodować przesunięcie lub kolejne odbicie lądownika. Lądownik wykonywał pomiary za pomocą instrumentów MUPUS, SESAME i ROMAP. Badał również skład gazów kometarnych za pomocą COSAC i MODULUS Ptolemy. Ta sekwencja trwała około 8 godzin. Miejsce lądowania zostawało nieznane, ale analiza zdjęć z CIVA oraz z sensorów inżynieryjnych wykazała, że lądownik znajduje się w dużym przechyleniu, prawdopodobnie pod stromą ścianą. Jedna z jego podpór nie dotykała podłoża. Jeden z paneli słonecznych lądownika był oświetlony tylko przez okres 1 godziny i 20 minut przez okres rotacji jądra (12.4 godziny) a dwa pozostałe - przez 20 - 30 minut. W związku z tym bateria dodatkowa nie ładowała się wydajnie. Z tego też powodu żywotność misji uległa ograniczeniu do około 65 godzin, w którym których lądownik działał dzięki zasilaniu z baterii głównej. Tym samym możliwe było wykonanie tylko podstawowego programu naukowego. Faza operacji długoterminowych nie była możliwa. Poza tym wszystkie systemy i instrumenty naukowe lądownika działały prawidłowo i znajdowały się w doskonałym stanie. Prawidłowo pracowała bateria główna oraz rejestrator danych. Okno komunikacyjne zakończyło się o 09:22 UTC na sondzie  (09:58 UTC na Ziemi). Podczas komunikacji nie napotkano na żadne trudności. Kolejne okno otworzyło się o 19:27 UTC na sondzie (19:55 UTC na Ziemi) i trwało do 23:47 UTC na sondzie (00:15 UTC 14 listopada na Ziemi). Szybkość łączności wynosiła 28 kbps, z czego dane inżynieryjne wykorzystywały tylko 1 - 2 kbps a reszta służyła przesyłu danych z lądownika oraz danych naukowych z instrumentów orbitera. Po analizie dostępnych informacji na temat położenia lądownika i jego stabilności podjęto decyzję o uruchomieniu instrumentów APXS i MUPUS/PEN.

14 listopada był ostatnim dniem prac na powierzchni. Pozostała pojemność baterii głównej wynosiła 100 W/h, co wystarczało do zakończenia pierwszej sekwencji naukowej. Kolejne okno komunikacyjne rozpoczęło się o 21:19 UTC na Ziemi (10:51 UTC na sondzie) Zgodnie z wcześniejszymi ustaleniami lądownik rozłożył system PEN pakietu MUPUS. Penetrator wbił się jednak tylko na kilka milimetrów pomimo użycia wszystkich trzech sił wbijania oraz tryby ostatecznego, powodującego uszkodzenie mechanizmu młotkowego. Sugerowało to, że powierzchnia jest bardzo twarda. Ponadto Philae opuścił głowicę instrument APXS i rozpoczął wykonywanie pomiarów składu pierwiastkowego podłoża. Prowadzono też pomiary za pomocą SESAME oraz badania gazów kometarnych za pomocą COSAC i MODULUS Ptolemy. Wykonano też sesję pomiarów triangulacyjnych za pomocą CONSERT. Druga sesja wykonywania zdjęć za pomocą CIVA (z optymalnym czasem ekspozycji) przebiegła niestety w okresie ciemności. Po uzyskaniu wszystkich planowanych danych podjęto decyzję o użyciu systemu wiercącego SD2 w celu uzyskania próbki podłoża i dostarczenia jej do instrumentu COSAC. Zdecydowano się na użycie COSAC zamiast MODLUS Ptolemy ponieważ instrument ten był mniej energiochłonny. Uzyskiwał natomiast pomiary podobne do MODLUS Ptolemy. Analog tego ostatniego - MODLUS Berenique znajdował się na orbiterze. W związku z tym wyłączono instrumenty MUPUS i APXS. SD2 bez problemów wykonał procedurę wiercenia - wiertło zostało wysunięte, wykonało obroty, cofnęło się, wykonało zrzut materiału na piekarnik COSAC na karuzeli, a następnie piekarnik został dostarczony do COSAC poprzez obrót koła karuzeli. COSAC rozpoczął następnie cykl pomiarów. Po zakończeniu wiercenia okno komunikacyjne zamknęło się. Łączność została wznowiona o 22:01 UTC na sondzie (22:29 UTC na Ziemi). Podobnie jak podczas wcześniejszych sesji sygnał został początkowo utracony, ale później uzyskano łączność stabilną. Po wznowieniu łączności lądownik bez problemów wysłał zgromadzone dane. Następnie wykonano obrót korpusu lądownika o 35 stopni jego uniesienie o 4 cm tak, aby na światło słoneczne wystawić największy panel słoneczny (panel nr 1). Stwarzało to pewne szanse na wznowienie pracy przez lądownik w przyszłości. Po obrocie ROLIS wykonał zdjęcie powierzchni. Inne instrumenty również kontynuowały pomiary - MODULUS Ptolemy wykonał pomiary składu gazów, a CONSERT - ostatnią sesję triangulacyjną. Potem zgodnie z oczekiwania bateria główna wyczerpała się. Po spadku woltażu do 21.5 V o godzinie 00:02 UTC na sondzie, już 15 listopada (00:30 UTC na Ziemi) lądownik przeszedł w tryb oczekiwania z wyłączonymi instrumentami naukowymi. Następnie o godzinie 00:08 UTC na sondzie (00:36 UTC na Ziemi) zakończył transmisję. Tym samym misja Philae została zakończona. Koniec operacji był obserwowany na bieżąco podczas okna komunikacyjnego z orbiterem.

Pomimo nieprawidłowości podczas lądowania misja Philae zakończyła się pełnym sukcesem. Lądownik zebrał około 90% danych planowanych na jego misję nominalną prowadzoną na zasilaniu bateryjnym. Danych nie dostarczyły przyspieszeniomierze MUPUS w harpunach oraz jeden z sensorów SESAME znajdujący się w podporze lądownika nie stykającej się z podłożem. Ponadto nie wykonano analizy próbki podłoża za pomocą MODULUS Ptolemy. Wszystkie inne czynności zaplanowane na pierwszą sekwencję naukową zostały przeprowadzone bez komplikacji. W przypadku lądowania w miejscu nominalnym i uzyskiwania odpowiedniej ilości światła słonecznego możliwe byłyby prace trwające wiele miesięcy. Dzięki nim lądownik mógłby zaobserwować wzrost aktywności kometarnej związanej ze zbliżaniem się jądra do Słońca. Misja zakończyłaby się wtedy w marcu 2015 r. W tym czasie kometa znalazłaby się na tyle blisko Słońca, że temperatura we wnętrzu lądownika stałaby się za wysoka dla jego systemów elektronicznych.

Dane z lądownika po jego uwolnieniu były odbierane przez orbiter, skąd były przekazywane na Ziemię. Na tym etapie orbiter wykonał 3 manewry, gwarantujące, że lądownik był widoczny z jego pokładu. Pierwszy manewr odbył się już 12 listopada, 2 godziny po oddzieleniu lądownika. Drugi miał miejsce 14 listopada, a trzeci - 16 listopada. 19 listopada. 30 listopada sonda wykonała manewr przejścia na orbitę na wysokości 30 km. 3 grudnia wykona manewr rozpoczynający przejście na orbitę na wysokości 20 km. 6 grudnia orbita ta zostanie ukołowiona. Na niej prowadzone będą dalsze systematyczne badania komety. Sonda wykona również serię bliskich przelotów nad powierzchnią jądra.

[Scorus]

Wstępna analiza danych

W trakcie lądowania Philae orbiter prowadził obserwacje komety. Kamera OSIRIS uzyskała serię zdjęć lądownika w godzinach 10:24 - 14:24 UTC, a następnie śledziła go podczas zbliżania się do jądra. W trakcie samego lądowania uzyskała zdjęcia w odstępach kilku minut, które pozwoliły na zaobserwowanie lądownika przed pierwszym osiągnięciem powierzchni oraz po pierwszym odbiciu. Pierwszy obraz lądownika nad powierzchnią komety uzyskano o 15:14 UTC, a kolejne - o 15:19 UTC i 15:23 UTC. Miejsce pierwszego lądowania zostało zobrazowane w czasie kiedy je przewidywano - o 15:43 UTC. Nie pokazywało jednak lądownika, ale w stosunku do poprzedniego (z 15:18 UTC) ukazało zmiany które zaszły na skutek lądowania. Lądownik leciał już wtedy nad powierzchnią po pierwszym odbiciu. Kolejne zdjęcie pokazujące lądownik uzyskano o 15:43 UTC. Zdjęcia potwierdziły, że lądownik poruszał się na wschód po pierwszym odbiciu, co sugerowała wstępna analiza danych z eksperymentu CONSERT.

Kamery nawigacyjne orbitera również uzyskiwały zdjęcia podczas lądowania. Seria obrazów uzyskana przed lądowaniem i po nim ukazała powstanie chmury pyłu. Dalsza analiza zdjęć oraz dynamiki lotu Philae pozwoliła na zidentyfikowanie lądownika po pierwszym odbiciu, w postaci jasnego piksela. Zdjęcia z orbitera w połączeniu ze zdjęciami z kamer CIVA i ROLIS lądownika oraz danymi z instrumentów CONSERT i ROMAP były bardzo przydatne podczas poszukiwań miejsca ostatecznego lądowania.

Pakiet MUPUS nie dostarczył danych spod powierzchni komety, ponieważ harpuny zawierające jego przyspieszeniomierze i sensory temperatury nie zostały uruchomione. System mapujący w zakresie podczerwieni cieplnej działał jednak prawidłowo podczas opadania na powierzchnię, w trakcie odbić oraz na powierzchni. W ostatecznym miejscu lądowania sensor temperatury penetratora PEN zarejestrował temperaturę -153°C przed rozłożeniem. Po rozłożeniu sensor na czubku penetratora zarejestrował spadek temperatury o 10°C w tracie około 0.5 godziny. Prawdopodobnie było to związane z radiacyjnym przekazem ciepła do ściany klifu widzianej na zdjęciach z CIVA lub napotkaniem kupki zimnego pyłu. Penetrator nie wbił się w powierzchnię na głębokość większą niż kilka mm nawet przy największej sile uderzeń. Tak więc powierzchnia musiała być bardzo twarda. Porównanie z pomiarami laboratoryjnymi wskazywało, że mogła mieć charakter lodu. Porównanie danych z PEN i sensora termicznego wykazało, że powierzchnia była pokryta warstwą pyłu o grubości 10 - 20 cm pod którą znajdował się twardy lud lub mieszanina lodu i pyłu.

SD2 był ostatnim instrumentem używanym podczas prac na powierzchni. Zgodnie z planem jego wiertło wysunęło się na odległość 46.9 cm poniżej podstawy balkonu lądownika i 56.0 cm w stosunku do swojej pozycji bazowej. Następnie wykonało procedurę pobrania próbki i cofnęło się do pozycji bazowej. W dalszej kolejności wykonało procedurę zrzutu materiału z cylindra we wnętrzu wiertła na piekarnik instrumentu COSAC na karuzeli. W tym celu koło karuzeli przesunęło się pod wiertło, a  następnie obróciło ponownie tak, że piekarnik został dostarczony do instrumentu COSAC, który rozpoczął pomiary. Wstępna analiza danych z COSAC nie wykazała jednak, że wiertło pozyskało próbkę. SD2 nie posiadał sensorów pozwalających na zweryfikowanie czy próbka została rzeczywiście uzyskana. Piekarnik nie był też fotografowany przez mikroskop CIVA. Nawet gdyby próbka nie została pobrana COSAC mógł wykonać analizy pyłu osadzonego w piekarniku podczas lądowania. Analizy danych z tego instrumentu nadal trwały. ROLIS uzyskał dwa obrazy miejsca pracy SD2, przed i po wierceniu, które również były analizowane. COSAC, podobnie jak MODULUS Ptolemy uzyskały natomiast dobre spektrogramy masowe gazu obecnego w komie.

MODULUS Ptolemy wykonał pierwsze pomiary gazu kometarnego na 9 minut po pierwszym lądowaniu, o godzinie 15:43:46 UTC. Trwały one 16 minut i obejmowały 6 spektrogramów masowych. Wykazały one, że para woda jest wzbogacona w związku organiczne. W ostatecznym miejscu lądowania instrument wykonał 6 dalszych pomiarów, w dniach 13 - 14 listopada. W czasie każdej sesji uzyskiwano po 6 spektrogramów. 13 listopada wykonano 4 pomiary trwające po 10 minut i dosatrczające po 6 spektrogramów. Pierwsze pomiary rozpoczęły się o 06:35:15 UTC. W tym czasie trwał dzień kometarny. Kolejna sesja zaczęła się o 08:37:18 UTC. W tym czasie lądownik znajdował się w cieniu podczas wschodu Słońca. Następna sesja zaczęła się o 10:39:20 UTC podczas nocy kometarnej. Czwarta sesja rozpoczęła się o 12:41:21 UTC podczas nocy. 14 listopada pierwszą sesję pomiarów rozpoczęto o 02:54:36 UTC, w czasie późnej nocy. Trwała 2 minuty i dostarczyła 6 spektrogramów. Druga sesja rozpoczęła się o 12:36:52 UTC, w czasie wczesnej nocy. Trwała również 2 minuty w trakcie których uzyskano 6 spektrogramów. Wszystkie pomiary wykonane w ostatecznym miejscu lądowania pokazały parę wodną i bardzo niewielką koncentrację związków organicznych. Ostatnie pomiary z innymi ustawieniami rozpoczęto o 22:38:19 UTC. Trwały one 40 minut.  Zakończyły się na 45 minut przed wyczerpaniem się baterii lądownika. W czasie ostatniej sesji pomiary obejmowały piekarnik CASE w celu zidentyfikowania potencjalnych substancji które skoncentrowały się w nim w czasie lądowania i pobytu na powierzchni. Zrekonfigurowano też procedury analityczne w celu umożliwienia wykonania pomiarów składu izotopowego. Uzyskano wtedy 270 spektrogramów.

Dane z CONSERT poza sondowaniem radiowym jądra komety pozwalały na zrekonstruowanie trajektorii lądownika podczas lądowania i odbić od powierzchni, a tym samym na zidentyfikowanie ostatecznego miejsca lądowania. Wraz z modelem kształtu jądra z OSIRIS pozwoliły to na wyznaczenie dwóch miejsc potencjalnego lądowania. Dalsze poszukiwania prowadzono za pomocą zdjęć z OSIRIS.

Sensory CASSE instrumentu SESAME znajdujące się w podporach lądownika zarejestrowały pierwsze uderzenie w powierzchnię w postaci wibracji (fal dźwiękowych) rozchodzących się w sprężynach podpór. Dane z tego sensora wykazały, iż podpory na początku przebiły miękką warstwę o grubości kilku cm, prawdopodobnie pyłu. Następnie kilka milisekund później osiągnęły twardy materiał, prawdopodobnie lity lód. Sygnał taki nie był rejestrowany w  dwóch dalszych miejscach lądowania, ponieważ instrument ten został automatycznie przełączony na inne typy pomiarów. Dane z sensora pyłu DIM pokazały, że aktywność kometarna w miejscu ostatecznego lądowania była niewielka. Wstępna analiza danych z sensora PP wykazała, że pomiary były zgodne z założeniem obecności dużej ilości lodu pod lądownikiem. Wraz z danymi z innych instrumentów informacje z SESAME pozwolą na ustalenie mechanicznych właściwości powierzchni. Wstępne rezultaty pokazały, że powierzchnia składała się z elementów zarówno miękkich jak i twardych. Dane z CASSE były również przydane do rekonstrukcji trajektorii lądowania, ponieważ dostarczały informacji na temat szybkości, kąta uderzenia i tempa rotacji lądownika podczas pierwszego odbicia oraz w trakcie ostatecznego lądowania.

Dane z ROMAP, poza przydatnością do badań pola magnetycznego i środowiska plazmowego dostarczyły kolejnych informacji na temat przebiegu lądowania. W tracie opadania na powierzchnię i lądowania śledzono perturbacje w polu magnetycznym wywoływane przez obwody elektryczne orbitera i lądownika. Każdy ruch lądownika, nawet mały w polu magnetycznym był rejestrowany w mierzonym kierunku pola magnetycznego. Odłączenie od orbitera zostało wykryte jako spadek intensywności perturbacji magnetycznych postępujący wraz z oddaleniem się od niego. W tym czasie lądownik rotował w tempie 1 obrotu na 5 minut. Następnie wykryto rozłożenie podpór lądownika, co spowodowało zmianę tempa rotacji na 1 obrót na 8.5 minuty. Po rozłożeniu wysięgnika ROMAP zaobserwowano spadek intensywności perturbacji związany ze zwiększeniem odległości sensora od systemów elektrycznych lądownika. Podczas opadania na powierzchnię wszystkie pomiary przebiegały nominalnie. ROMAP wykrył pierwsze lądowanie o 15:34:04 UTC (na sondzie). Po odbiciu zaobserwowano zwiększanie się tempa obrotu lądownika. Pomimo wyłączenia koła zamachowego dostarczało ono jeszcze moment kątowy przez około 40 minut. Po tym okresie lądownik obracał się w tempie 1 obrotu na 13 sekund. O godzinie 16:20 UTC lądownik zderzył się z przeszkodą terenową, prawdopodobnie zahaczył o nią jedną z podpór. Nie było to normalne przyziemienie, ponieważ nie zaobserwowano ruchu pionowego powodującego nieznaczne obniżenie wysięgnika ROMAP, tak jak w przypadku pierwszego lądowania. Po kolizji lądownik obracał się w sposób podobny do toczenia. Prosta rotacja wokół osi Z (pionowej) nie występowała. Był to złożony ruch wytwarzający silny sygnał widoczny w pomiarach pola magnetycznego. Po kolizji zasadniczy okres rotacji wnosił 1 obrót na 24 sekundy. O 17:25:26 UTC lądownik ponownie osiągnął powierzchnię. Na początku dotknął ją jedną podporą, a potem wszystkimi trzema. Dało to charakterystyczny sygnał w pomiarach ROMAP. Następnie Philae ponownie odbił się. O 17:31:17 UTC, po pokonaniu kilku metrów lądownik ostatecznie osiadł na powierzchni.

[Scorus]

Strefa lądowania

Obszar lądowania Philae został nazwany Agilkia (wcześniej Strefa J). Zapewnia on duży potencjał dla badań naukowych dzięki występowaniu obszaró aktywności w odległości około 1 km przy minimalnym ryzyku dla lądownika. Został on wybrany przez odpowiednią grupę roboczą (Landing Site Selection Group - LSSG) po 6-tygodniowym okresie intensywnych badań komety przez sondę Rosetta. W skład LSSG wchodzili naukowcy i inżynierowie z Centrum Badań Nwukoych, Operacji i Nawigacji Philae (Philae’s Science, Operations and Navigation Centre, SONC) w CNES, Centrum Kontroli Lądownika (Lander Control Centre - LCC) w DLR, naukowcy reprezentujący poszczególne instrumenty lądownika oraz członkowie zespołu orbitera Rosetta.

W czasie badań poprzedzających wybór miejsca lądowania poznano kształt jądra, jego wielkość, okres rotacji, orientację osi rotacji, albedo, pole grawitacyjne, temperaturę powierzchni oraz wstępnie zmapowano jego powierzchnię. Zmierzono również tempo emisji gazów oraz rozmieszczenie cząstek pyłu w komie w zależności od ich wielkości. Procedura selekcji miejsca lądowania musiała być wykonana szybko, ponieważ lądownik musiał dotrzeć na powierzchnię przed znacznym wzrostem aktywności kometarnej. Mógłby on zagrozić bezpieczeństwu lądowania. Z drugiej strony lądowanie nie mogło być wykonane zbyt szybko po dotarciu do komety, ponieważ panele słoneczne lądownika nie produkowałyby wtedy dosiecznej ilości energie elektrycznej. Ponadto temperatura powierzchni nie mogła być zarówno zbyt wysoka jak i zbyt niska. Kombinacja tych czynników spowodowała, że lądowanie musiało odbyć się w okresie w którym kometa znajdowała się w odległości około 3 AU od Słońca, czyli w połowie listopada 2014 r.

Badania komety nakierowane na wybór miejsca lądowania rozpoczęły się szybko po dotarciu do niej 6 sierpnia 2014 r. W pierwszym etapie zespół LSSG wyznaczył osiągalne miejsca lądowania na podstawie informacji inżynieryjnych, takich jak długość fazy lądowania, oświetlenie w czasie lądowania, możliwości łączności z orbiterem, szybkość podczas lądowania, nachylenie zboczy oraz orientacja przestrzenna lądownika na powierzchni. Pod uwagę brano też charakter powierzchni - obecność dużych głazów i głębokich wyżłobień, oraz wpływ ukształtowania powierzchni na działanie instrumentów naukowych. Pod uwagę brano też długość trwania dnia i nocy. Ich zbalansowanie było konieczne ze względy na potrzeby poszczególnych instrumentów, konieczność wytwarzania odpowiedniej ilości energii elektrycznej oraz zapobieganie przegrzaniu wnętrza lądownika. Na tym poziomie wybrano wszystkie miejsca w których lądowanie było technicznie wykonalne, nie biorąc po uwagę ich przydatności naukowej.

Jeśli chodzi o wartość naukową, obszar lądowania musiał umożliwiać przeprowadzenie eksperymentu CONSERT polegającego na transmisji fal radiowych przez jądro. Wartość naukowa lądowiska została oceniona na podstawie danych z instrumentów orbitera - głównie OSIRIS, MIRO i VIRTIS, a ponadto również ALICE i ROSINA oraz kamer nawigacyjnych. Obrazy z OSIRIS i kamer nawigacyjnych pozwoliły nie tylko na scharakteryzowanie kształtu i rotacji jądra oraz ukształtowania powierzchni, ale również na wykonanie obliczeń trajektorii lądowania i pola grawitacyjnego komety. MIRO i VIRTIS dostarczyły pomiarów temperatury powierzchni, które posłużyły do oszacowania temperatury w czasie lądowania. Pomiary MIRO, VIRTIS, ROSINA i ALICE dotyczące ciśnienia i gęstości gazu w komie pozwoliły na ocenę środowiska pracy lądownika. Ponadto jako uzupełnienie użyto danych z innych instrumentów.

20 sierpnia 2014 r zespół LSSG na swoim pierwszym spotkaniu wybrał 10 wstępnych kandydatów na miejsce lądowania, oznaczonych jako strefy A - J. Dla każdego obszaru LCC i SONC wykonały analizy techniczne zaprezentowane na pierwszym pełnym spotkaniu dotyczącym selekcji miejsca lądowania w dniach 22 - 24 sierpnia. Wtedy też przedyskutowano techniczną i naukową przydatność wszystkich obszarów i wytypowano 5 z nich (A, B, C, I i J) do szczegółowych analiz. 25 sierpnia dostarczono modele DEM wybranych miejsc lądowania. Pomiędzy 25 sierpnia a 13 września Centrum Operacji Misji Rosetta (Rosetta Mission Operations Centre - RMOC) w ESOC wykonało szczegółową analizę prowadzącą doi wyznaczenia trajektorii lądownika dzięki którym każdy z tych obszarów mógł zostać osiągnięty z zadowalającą dokładnością. W tym czasie orbiter wykonał też bardziej szczegółowe obserwacje tych obszarów, znajdując się na orbicie w odległości 30 km od jądra. Na tym etapie model kształtu jądra osiągnął rozdzielczości 3.6 m w poziomie i 0.5 m w pionie. Został on użyty do symulacji widoku horyzontu z kamer CIVA, co również miało znaczenie dla selekcji miejsca lądowania. Na drugim spotkaniu LSSG, 13 - 14 września wzięto pod uwagę najnowsze dane. Rozważono aspekty techniczne (np dynamikę lotu orbitera i lądownika) oraz aspekty naukowe, takie jak pomiary z instrumentów orbitera. Przedyskutowano też możliwe scenariusze lądowania i ich wpływ na program naukowy. Ostatecznie oceniono wszystkie 5 obszarów. Obszar J usytuowany na mniejszym płacie jądra został wybrany jako główne miejsce lądowania, a obszar C znajdujący się na dużym płacie - jako miejsce zapasowe.

W dniach 16 września - 9 października wykonano dalsze szczegółowe analizy oraz przygotowania procedur związanych z lądowaniem. W tym czasie orbiter znajdował się na tyle blisko jądra, że kamera OSIRIS/NAC mogła posłużyć do mapowania rozmieszczenia głazów w głównym i zapasowym miejscu lądowania. Dane te (dostarczone 23 września) posłużyły do doprecyzowania koordynatów miejsca lądowania tak, aby zmniejszyć szanse na lądowanie w częściach elipsy lądowania z dużą gęstością głazów. Sama wielkość elipsy lądowania zależała od wielu czynników, takich jak dokładność w określaniu pozycji w czasie oddzielenia lądownika oraz punkt trajektorii w którym oddzielenie nastąpi. Dane z innych instrumentów również brano pod uwagę, ale nie miały one wpływu na ostateczną selekcję miejsca lądowania. RMOC opracował też trajektorii lądowania dla każdego obszaru, dostarczając odpowiedni raport 26 września. 10 października odbyło się spotkanie LSSG, na którym oficjalnie zatwierdzono lądowanie w obszarze J. 14 października odbył się przegląd gotowości do lądowania (Lander Operations Readiness Review) na którym podjęto formalną decyzję o lądowaniu 12 listopada.

Od 13 października do 3 listopada w SONC i LCC przygotowano ostateczne sekwencje operacji podczas faz SDL i FSS. Jednocześnie kontrola misji Rosetta w ESOC przygotowywała sekwencje pracy orbitera podczas oddzielenia lądownika i lądowania. Z powodu wymaganej bardzo wysokiej precyzji manewrów związanych  z lądowaniem komendy były uaktualniane do ostatnich dni przed SDL. 7 listopada ostateczne wersje sekwencji lądowania zostały przekazane z LCC do RMOC. 9 listopada zostały one wysłane do lądownika.

Agilkia znajduje się w dużej depresji na małym płacie jądra. Zapewnia minimalne ryzyko lądowania związane z jego aspektami technicznymi. Większość tego obszaru charakteryzuje się nachyleniem boczy mniejszym od 30 stopni w stosunku do lokalnego kierunku pionowego. Jest pokryty niewielką ilością dużych głazów, ale dokładne zdjęcia pokazały, że nie jest całkiem wolny od przeszkód tego typu. Ponadto charakteryzuje się korzystnymi warunkami oświetleniowymi, co zapewni możliwość kontynuowania operacji po wstępnym 65-godzinnym okresie pracy na bateriach.

[Scorus]

 HISTORIA MISJI
Za początek prac nad lądownikiem kometarnym można uznać maj 1985 r. Wtedy Grupa Robocza ds. Badań Układu Słonecznego ESA (Solar System Working Group) zaleciła, że jedną z misji klasy dużej (Cornerstone Mission) w programie naukowym ESA Horizon 2000 powinna być wyprawa pozwalająca na sprowadzenie na Ziemię próbki z powierzchni jądra komety. Pod koniec 1985 r utworzono zespól zajmujący się zdefiniowaniem celów i architektury takiej misji. W jego skład wchodzili przedstawiciele ESA i NASA. Misja otrzymała wtedy nazwę Rosetta. NASA miała być istotnym partnerem w jej realizacji. Koncepcja misji opracowana w 1991 r zakładała, że sonda będzie składa się ze modułu serwisowego opartego na amerykańskim busie Mariner Mark II (typu sondy Cassini) zasilanym przez generator RTG, europejskiego modułu do badań komety oraz kapsuły powrotnej (Earth Return Capsule - ERC). Sonda miała zostać wyniesiona na orbitę przez rakietę Titan IV / Centaur a następnie wykonać przelot koło Wenus i Ziemi lub przelot koło Wenus i dwa przeloty koło Ziemi. Następnie dotrzeć do komety docelowej. Rozważano kilka komet i możliwych trajektorii. Po dotarciu do komety na powierzchni jądra miała osiąść cała sonda (moduł badawczy, serwisowy i kapsuła ERC). Następnie zespół ten miał wykonać pobranie próbek i przeprowadzić badania powierzchni. Potem moduł serwisowy połączony z kapsułą powrotną miał wystartować z powierzchni i wejść na trajektorię umożliwiającą powrót na Ziemię. W pobliżu Ziemi kapsuła miała odłączyć się i wylądować.

W 1992 r programy naukowe NASA zostały ograniczone. Wiązało się to z trudnościami finansowymi wynikającymi z problemów napotkanych podczas rozwoju sond serii Mariner Mark II. Jedyną misją tej klasy której rozwój był kontynuowany był orbiter Saturna Cassini. Anulowano natomiast misję CRAF (Comet Rendezvous and Asteroid Flyby) a udział w misji Rosetta ograniczono do możliwości dostarczenia niektórych instrumentów naukowych. Sytuacja ta zmusiła ESA do zrewidowania planu misji tak, aby wyprawa mogła zostać zrealizowana wyłącznie w oparciu o technologie europejskie. W 1993 r uznano, że sprowadzenie próbek na Ziemię jest zbyt ambitne, dlatego też rozpoczęto rozwijanie koncepcji umieszczenia na powierzchni jądra automatycznego laboratorium. Całkowicie zmieniono plan przebiegu misji. Postanowiono oprzeć ją na zasilanym panelami słonecznymi orbiterze jądra kometarnego zbudowanym na bazie busa satelity komunikacyjnego. Miał on dostarczyć  jeden lub dwa lądowniki. Natura lądowników oraz ich ilość nie została wtedy ustalona. Te decyzje pozostawiono zespołom pracującym nad instrumentami przeznaczonymi do badań komety. Na poziomie ESA zanalizowano jednak różnorodne koncepcje lądowników i penetratorów. W studium z 1993 r przedawniono koncepcje lądowników lądujących twardo, miękko, lub łączonych obie metody.

W 1994 r uformowały się dwa konsorcja przedstawiające koncepcje lądowników. W obu przypadkach preferowano lądowanie miękkie. Jedna propozycja, nazywana RoLand (Rosetta Lander) została opracowana przez zespół niemiecki, a druga, nazwana Champollion (od nazwiska Jeana-Françoisa Champolliona, egiptologia tłumaczącego Kamień z Rosetty) przez CNES i NASA. Na tym etapie możliwe było zbudowanie obu lądowników. Jednak w 1996 r NASA zrezygnowała z rozwoju koncepcji lądownika Champollion, w związku z czym misja Rosetta objęła tylko jeden lądownik. Francuska część zespołu związana z koncepcji sondy Champollion dołączyła do zespołu niemieckiego. Następnie rozpoczęto prace projektowe nad większym lądownikiem opartym głównie na koncepcji RoLand.

W późniejszym czasie koncepcja amerykańsko - francuskiej sondy Champollion powróciła w programie New Millenium, jako demonstracja inżynieryjna Deep Space 4. Na początku 1999 r plan takiej misji zakładał wykorzystanie małego orbitera i lądownika. Lądownik miał mieć wysokość około 1.5 m i masę około 160 km. Miał nawigować autonomicznie poniżej 50 km od powierzchni jądra i zakotwiczyć się w nim. W skład instrumentów naukowych miał wchodzić chromatograf gazowy i spektrometr masowy CHARGE; pakiet obejmujący kamerę, mikroskop i spektrometr podczerwieni CIRCLE; kamera CIVA; próbniki właściwości fizycznych przeznaczone do wbicia w powierzchnię CPPP; system wiercący SATM; oraz spektrometr promieniowania gamma i neutronów. W przypadku otrzymania odpowiedniego finansowania możliwe było też opracowanie modułu powrotnego lub demonstratora takich technologii. Orbiter miał być wyposażony w kamerę i monitor pyłu. Misja miała mieć przede wszystkich charakter inżynieryjny. Możliwą datą startu był 2003 r. Sonda miała dotrzeć do komety Tempel 1 w 2006 r. Później koncepcja misji została ograniczona do jednego pojazdu bez modułu powrotnego. Prace nad tą orpoyzcją zostały anulowane ostatecznie 1 lipca 1999 r z przyczyn budżetowych. Tak więc RoLand, nazwany później Philae stał się jedynym przygotowywanym lądownikiem kometarnym.