Hayabusa 2 (kompendium)

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Sonda Hayabusa 2 wystartowała 3 grudnia 2015 r. Miejscem startu był kosmodrom w Tanegashimie (Tanegashima Space Center) na wyspie Kyushu na południu Japonii, stanowisko startowe Y/LP-1. Rakietą nośną była H2A, egzemplarz nr 26. Rakieta ta charakteryzowała się masą startową 117 ton. Stopień 1 miał wysokość 37.2 m i średnicę 4 metrów. Był wyposażony w silnik LE-7A o długości 3.7 metra. Jego całkiwty ciąg w próżni wynosił 109 000 kg. Używał on ciekłego wodoru jako paliwa oraz ciekłego tlenu jako utleniacza. Łączna masa tych składników wynosiła około 100 ton. Po bokach stopnia 1 umieszczone były dwa silniki pomocnicze na paliwo stałe o wysokość 15.1 metra i średnicy 2.5 metra. Zawierały 65 040 kg paliwa i dostarczały 2260 kN ciągu. Stopień 2 miał wysokość 9.2 metra oraz średnicę 4 metrów. Zawierał 16 600 kg ciekłego wodoru i tlenu. Był wyposażony w silnik LE-5B dostarczający 13 970 kg ciągu. Wraz z sondą wyniesione zostały trzy inne obiekty: PROCYON (Proximate Object Close Flyby with Optical Navigation) - demonstrator miniaturowej sondy kosmicznej, Shin’en-2 - niewielki statek kosmiczny z wyposażeniem radiowym pozwalający na zademonstrowanie możliwości odbioru przez amatorów sygnału wysyłanego przez pojazd na orbicie okołosłonecznej, oraz ArtSat-2/DESPATCH - rzeźba wykonana techniką druku 3D wyposażona w system radiowy transmitujący poezje.

Start odbył się o godzinie 04:22:04 UTC. Po 70 sekundach od startu rakieta przekroczyła szybkość dźwięku i przeszła przez obszar o maksymalnym ciśnieniu aerodynamicznym. Po 99 sekundach od startu pracę zakończyły silniki pomocnicze. Zostały one odrzucone 9 sekund później, po 1 minucie i 48 sekundach od startu, gdy wytraciły już cały ciąg rezydentny. W tym czasie rakieta znajdowała się na wysokości 53 km. Po 4 minutach i 10 sekundach od startu, na wysokości 130 km odrzucona została owiewka. Po 6 minutach i 36 sekundach od startu, na wysokości około 200 km stopień 1 został wyłączony. 8 sekund później został odrzucony za pomocą systemu pirotechnicznego. 6 sekund po odrzuceniu stopnia 1 po raz pierwszy uruchommy został silnik LE-5B stopnia 2. Manewr ten trwał 4.5 minuty. Następnie silnik został wyłączony, a zespół stopień 2 / Hayabsa 2 wszedł na orbitę parkingową przebiegającą na wysokości około 250 km. Potem przez okres 1 godziny, 28 minut i 5 sekund rakieta poruszała się po orbicie z wyłączonym silnikiem. Był to rekordowo długi okres, w tym czasie rakieta pokonała prawie całą orbitę. W związku z tym izolacja pokrywająca stopień 2 została specjalnie pomalowana białą farbą. Zapobiegało to nagrzewaniu paliwa kriogenicznego przez słońce. W celu zapobieżenia powstawaniu gradientu termicznego stopień 2 wykonywał manewry zmiany orientacji przestrzennej, pozwalającej na uzyskanie równomiernego nagrzewania powierzchni. W czasie lotu orbitalnego rakieta przeleciała nad Oceanem Spokojnym, Ameryką Południową, Atlantykiem, centralną Afryką, Półwyspem Arabskim, południową Azją i południową Japonią. Tam, po 1 godzinie i 39 minutach od startu silnik stopnia 2 został uruchomiony ponownie. Manewr ten trwał 4 minuty i pozwolił na przejście na orbitę okołosłoneczną z szybkością 11.8 km/s. Silnik został wyłączony po 1 godzinie i 43 minutach od rozpoczęcia misji. Następnie rakieta wykonała manewr zmiany orientacji przestrzennej przed uwolnieniem sondy. Hahaybsa 2 odłączyła się od rakiety po 1 godzinie i 47 sekundach od startu. Następnie rozłożyła panele słonecznie bez problemów nawiązała łączność ze stacjami naziemnymi. Tymczasem 6 minut po uwolnieniu sondy od drugiego stropnica odłączył się pojazd Shin’en 2. ArtSat-2/DESPATCH został uwolniony po 1 godzinie i 58 sekundach od startu. Jako ostatni ładunek odłączył się PROCYON. Start zakończył się pełnym sukcesem. Był to jeden z najbardziej skomplikowanych startów z użyciem rakiety H2A.

[Scorus]

 Po starcie rozłożono tubę instrumentu SMP co zostało potwierdzone przez zdjęcia z kamery CAM-H oraz zwolniono blokady mechanizmów  pochylających siniki jonowe. Wykonano również testy weryfikujące zdolność trójosiowej kontroli orientacji przestrzennej oraz precyzję określania parametrów orbity z użyciem pomiarów naziemnych. 5 grudnia pojazd znalazł się w pełni stabilnym stanie.

Po uzyskano w pełni stabilnej konfiguracji po stracie rozpoczęto okres testów poszczególnych systemów sondy. Był on zaplanowany na 3 miesiące. 7 i 8 grudnia wykonano pomiary wzorca wiązki anten średniego zysku pracujących w paśmie X, testy odbierania danych przez stacje naziemne oraz weryfikację funkcjonowania całego systemu komunikacyjnego pasma X. 9 grudnia przeprowadzono testy baterii. 10 grudnia odbyły się testy spektrometru NIRS3. 11 grudnia przeprowadzono testy kamer nawigacyjnych, instrumentu TIR oraz kamery odłączanej DCAM3. W dniach 12 - 15 grudnia przeprowadzono weryfikację funkcjonowania wszystkich jednostek systemu AOCS. 16 grudnia przeprowadzono weryfikację stanu lądowników MINERVA-II i MASCOC a 17 grudnia - kapsuły powrotnej i impaktora SCI. 18 grudnia odbyło się testowe pozycjonowania anteny X-HGA na 5 pozycji oraz przygotowanie silników jonowych do uruchomienia. Pomiędzy 19 a 22 grudnia przeprowadzono nagrzewanie silników jonowych. Pomiędzy 23 a 26 grudnia odbyły się pierwsze testy napędu jonowego. W ich trakcie poszczególne silniki były uruchamiane pojedynczo. Silnik A przeszedł testy 23 grudnia, silnik B - 24 grudnia, silnik C - 25 grudnia, a silnik D - 26 grudnia. Uzyskano ciąg na poziomowe 7 - 10 mN. Pomiędzy 27 grudnia 2014 r a 4 stycznia 2015 r przeprowadzono pierwsze pomiary nawigacyjne DDOR (Delta Differential One-way Ranging). Pomiędzy 5 a 7 stycznia przeprowadzono pierwsze testy systemu komunikacyjnego pracującego w paśmie Ka, transmisję danych do stacji naziemnych oraz pomiary wzorca wiązki anteny Ka-HGA. Pomiędzy 9 a 10 stycznia przeprowadzono pomiary nawigacyjne DOR (Differential One-way Ranging) w paśmie Ka z wykorzystaniem wszystkich stacji DSN oraz pomiary odległości do sondy. 11 stycznia odbyły się przygotowywania do ponownego uruchomienia silników jonowych. W dniach 12 - 15 stycznia wykonano test napędu jonowego w trakcie którego jednocześnie pracowały 2 silniki. Para silników A i C przeszła testy 12 stycznia, para C i D - 13 stycznia a para A i D - 14 stycznia. 15 stycznia ponownie uruchomiono parę A i C. 16 stycznia wykonano testy pracy jednocześnie trzech silników, A, C i D. Uzyskano ciąg na poziomie 28 mN, co było przewidywaną wartością. Pomiędzy 19 a 20 stycznia wykonano testy autonomicznej pracy napędu jonowego przez okres 24 godzin. Używano wtedy pary silników A i D. 23 stycznia odbyły się testy instrumentu LIDAR, sensora LRF oraz lampy FLASH. Pomiędzy 20 stycznia a 2 lutego wykonano ostatnie testy weryfikujące działanie sondy. W ich trakcie używano wielu instrumentów jednocześnie. Oceniono również wpływ ciśnienia promieniowania słonecznego na działanie sondy i zachowanie sondy podczas śledzenia Słońca, oraz wykonano końcowe testy systemu AOCS (w tym kół rekacyjnych) i napędu jonowego.

Pojazd rozpoczął fazę normalnego lotu międzyplanetarnego 2 marca 2015 r. 3 lutego znajdował się w odległości 162 450 000 km od Słońca, 35 900 000 km od Ziemi i poruszał się z szybkością 27.36 km/s. Deklinacja wynosiła -8.57 stopnia,  a rektasesja 91.94  stopnia.

Trajektoria lotu do planetoidy nosi nazwę EDVEGA (Electric Delta-V Earth Gravity Assist). W czasie lotu do zmian kształtu orbity okołosłonecznej używany będzie napęd jonowy. Sonda wykona również manewr wsparcia grawitacyjnego podczas przelotu koło Ziemi. Przed przelotem koło Ziemi silniki jonowe będą pracowały w trakcie dwóch okresów, przez łączny czas około 600 godzin (25 dni).

Przelot koło Ziemi zostanie wykonany w grudniu 2015 r. Pozwoli na uzyskanie dużej zmiany szybkości.

[Scorus]

 Pojazd dotrze co planetoidy w lipcu 2018 r. Podczas końcowej fazy zbliżania się do planetoidy wykonane zostaną jej optyczne obserwacje nawigacyjne za pomocą urządzeń STT, ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2. Pozwolą one na zaplanowanie ostatnich korekt trajektorii. Korekty zostaną wykonane za pomocą silników chemicznych. Następnie sonda zajmie pozycję stacjonarną względem planetoidy w odległość do około 20 km, od strony Ziemi. Będzie to tzw. pozycja bazowa (Home Position - HP) z której będą rozpoczynane wszystkie inne manewry. Manewry pozwalające na jej utrzymanie będą planowane z użyciem danych nawigacyjnych z instrumentów STT, ONC-T, ONC-W1, ONC-W2 i LIDAR.  Z pozycji HP wykonane zostaną globalne obserwacje planetoidy w wysokiej rozdzielczości. Instrumenty ONC-T i ONC-W1 pozwolą na precyzyjne określenie kształtu planetoidy, jej objętości i okresu rotacji. Pozwolą też na uzyskanie map powierzchni. TIR dostarczy danych na temat właściwości cieplnych powierzchni i rozkładu temperatur a NIRS3 - na temat różnic w składzie mineralnym. LIDAR pozwoli na mapowanie topograficzne.

W okresie od 18 listopada 2018 r do 1 stycznia 2019 r będzie miała miejsce koniunkcja ze Słońcem, która utrudni komunikację. W związku z tym dla zapewnienia bezpieczeństwa sonda oddali się od planetoidy na okres około 1 miesiąca. Następnie wróci w pozycję HP.

W czasie badań planetoidy sonda wykona kampanię operacji w niewielkiej odległości (Low Altitude Opperation - LA). W jej ramach przeprowadzi serię jej oblotów. Pozwolą one na systematyczne mapowanie topograficzne planetoidy za pomocą instrumentu LIDAR. Pozycja środka masy planetoidy i jego orbity okołosłonecznej nie będzie dokładnie znana w czasie wykonywania pomiarów. Tak więc błąd w określaniu pozycji sondy względem środka masy będzie na tyle duży, że dane z LIDAR nie będą mogły być bezpośrednio przekształcone na model kształtu. Jednak podczas oblotów - w czasie gdy pojazd nie będzie wykonywał manewrów pozwalających na utrzymanie stacjonarnej pozycji względem planetoidy - będzie poruszał się po trajektorii w formie krótkiego łuku. W tym czasie błędy w określaniu pozycji sondy znajdują się w zakresie rozdzielczości LIDAR. Tak więc planowane jest wykonanie skanowania powierzchni planetoidy na takich trajektoriach kilkadziesiąt razy. Pomiary pokryją całą powierzchnię, a ponadto linie skanowania będą się przecinać. Punkty przecięcia się linii skanowania dostarczą głównego systemu odniesienia dla modelu kształtu, który następnie zostanie połączony z modelami DEM uzyskanymi ze zdjęć z kamer nawigacyjnych.

Ponadto w ramach kampanii LA sonda wykona serię zbliżeń na małą odległość w celu wykonania obserwacji o wysokiej rozdzielczości nad wybranymi obszarami. Będą to zbliżenia na odległość 5 i 1 km. Zbliżenia na odległości do 1 km zostaną wykonane 2 - 6 razy, w zależności od ilości paliwa. Poza obrazowaniem pozwolą na najprecyzyjniejsze pomiary masy planetoidy. W ich trakcie sonda będzie opadała na powierzchnię swobodnie, nie wykonując żadnych manewrów silnikowych. Po zbliżeniu i manewrze rozpoczynającym wznoszenie będzie oddalać się od planetoidy również w sposób swobodny. Stworzy do najdogodniejsze warunki dla pomiarów grawimetrycznych. Zostaną one wykonane dzięki dwuścieżkowemu śledzeniu dopplerowskiemu.

Dane zebrane z pozycji HP oraz w czasie operacji LA (zwłaszcza podczas zbliżeń) pozwolą na wybranie lokalizacji w których zostaną wykonane lądowania próbne (Touchdown Rehearsal - TD-Rehearsal) połączone z uwolnieniem lądowników, lądowania właściwe (Touchdown - TD) pozwalające na pobranie próbek, oraz na wytypowanie miejsca w którym zostanie wytworzony sztuczny krater. Ponieważ oś rotacji planetoidy jest nachylona do linii prostopadłej do płaszczyzny ekliptyki pod innym kątem niż  w przypadku Itokawy obszar planetoidy zwrócony w kierunku Ziemi (nad którym będzie znajdować się pozycja HP) będzie zmieniał się w czasie. Tym samym obszar dostępny dla pionowego opadania na powierzchnię również będzie się zmieniał. Dzięki temu globalne mapowanie planetoidy z pozycji HP i operacje związane z okresowym opuszczaniem HP będą wykonywane jednocześnie. Nominalnie planowane jest prowadzenie trzech lądowań TD, z których każde powinno być poprzedzone lądowaniem próbnym pozwalającym na zweryfikowanie zachowania się autonomicznego systemu nawigacyjnego w danym obszarze planetoidy. Ostatnie z lądowań odbędzie się w obrębie wyrzutów materii z krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI.

Lądowania próbne będą wyglądać tak samo jak lądowania właściwe za wyjątkiem odłączenia znacznika celu TM. Będą przerywane na wysokości około 30 metrów, po wykryciu powierzchni przez sensor LRF. Następnie pojazd będzie wracał na pozycję HP.

[Scorus]

Pełne lądowanie TD połączone z pobraniem próbek w obszarze naturalnym (nie skraterowanym sztucznie) będzie podzielone na trzy fazy: opadanie wstępne (faza I), lądowanie autonomiczne (faza II) oraz opadanie z uwzględnieniem orientacji powierzchni i pobranie próbki (faza III). Faza I będzie ropozczynać się od opuszczenia pozycji HP. Następnie pojazd będzie powoli zbliżał się do planetoidy. W tym czasie używana będzie nawigacja mieszana - naziemna i pokładowa (Ground/Onboard-Based Hybrid Navigation - GCP-NAV). Szybkość opadania w pionie będzie kontrolowana pokładowo w zakresie 0.1 - 1 m/s, głównie dzięki pomiarom odległości do planetoidy dokonywana za pomocą instrumentu LIDAR. Szybkość w poziomie będzie kontrolowana na podstawie zdjęć z kamery ONC-W1. Obliczenia i generowanie komend będzie wykonywane na Ziemi. Śledzenie cech powierzchni planetoidy (Ground Control Points - GCP) pozwoli na precyzyjne określanie pozycji i szybkości sondy względem planetoidy. Na tej podstawie zostanie określona preferowana trajektoria lądowania. Po przesłaniu odpowiednich komend z Ziemi pojazd wykona manewr horyzontalny względem planetoidy, który pozwoli na rozpoczęcie systematycznego zmniejszania wysokości. Następnie utworzone zostanie sprzężenie zwrotne komend i pomiarów naziemnych oraz pokładowych, z  opóźnieniem czasowym około 40 minut (odległość od Ziemi 2.4 AU). Ten sposób prowadzenia pomiarów nawigacyjnych oraz korekt trajektorii będzie kontynuowany do osiągnięcia wysokości około 100 metrów. Tam też rozpocznie się faza II. Będzie to faza w pełni autonomiczna, ponieważ interwencja z Ziemi nie będzie możliwa na skutek dużego opóźnienia czasowego i szybkiego wykonywania kolejnych korekt trajektorii i orientacji przestrzennej. Na wysokości około 100 metrów uwolniony zostanie znacznik celu TM, który następnie opadnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy szybkość opadania. Dzięki temu znacznik opadnie na powierzchnię zanim pojazd dotrze w jej bezpośrednie pobliże. TM będzie następnie oświetlany lampą FLASH włączaną i wyłączaną co 2 sekundy. Będzie fotografowany przez kamerę ONC-W1, używaną na wysokościach od 50 do 5 metrów. Odjęcie obrazów przed i po osiedleniu znacznika pozwoli na precyzyjne wyznaczenie jego pozycji. Tym samym pozwoli na korektę położenia sondy oraz na stopniowe zmniejszanie jej szybkości pionowej. Dzięki temu pojazd będzie opadał na powierzchnię bezpośrednio nad znacznikiem. Po dotarciu na  wysokość 30 metrów (zmierzoną za pomocą LIDAR) włączony zostanie dalmierz laserowy LRF. Jego cztery wiązki wykryją powierzchnię i umożliwią określenie orientacji sondy względem nierównego terenu. Dzięki temu pojazd wykona autonomiczne manewry korekty orientacji przestrzennej, które pozwolą na opadanie po trajektorii zgodniej z lokalnym kierunkiem pionowym. Po dotarciu na wysokość 5 metrów pojazd rozpocznie całkowicie swobodne spadanie. Następnie koniec tuby systemu SMP uderzy w powierzchnię. Spowoduje to skrócenie się tuby, co zostanie wykryte za pomocą LRF. Ponadto detekcję lądowania umożliwi wykrycie zmiany tempa rotacji sondy wzdłuż poszczególnych osi oraz zmiany jej przyspieszenia za pomocą sensorów IMU i ACC. Zaraz po dotknięciu powierzchni z systemu SMP wystrzelony zostanie pocisk który wybije pył z powierzchni. Chwilę później sonda rozpocznie wznoszenie. W tym czasie pył wprowadzony do tuby oraz ziarna regolitu zaklinowane w ząbkach na końcu SMP przelecą przez cały system poboru próbek i dostaną się do odbiornika próbek. Podczas lądowań będą również wykonywane obserwacje naukowe, na segmentach w których nie będą prowadzone krytyczne czynności nawigacyjne. Takie obserwacje (Close-up Opperation - CU) będą mogły być wykonywane na wysokościach tak małych jak 1 - 0.1 km. Po pobraniu próbek pojazd powróci do pozycji HP.

[Scorus]

 Wytwarzanie krateru zostanie przeprowadzone za pomocą impaktora SCI. Rozpocznie się od opuszczenia pozycji HP i zbliżenia się na zaplanowaną małą odległość. SCI nie posiada systemu naprowadzającego i systemu kontroli orientacji przestrzennej, dlatego też jego uwolnienie będzie musiało zostać wykonane w odpowiedniej pozycji względem planetoidy. Optymalna odległość to 500 m. Po odłączeniu SCI wszystkie operacje będą wykonywane w pełni autonomicznie. Impaktor będzie swobodnie opadał w  kierunku planetoidy pod wpływem jej grawitacji. W tym czasie będzie stabilizowany obrotowo. Jego system SAD zostanie przełączony z pozycji bezpiecznej na pozycję uzbrojoną. Czas detonacji ładunku wybuchowego będzie kontrolowany przez sekwenser. W czasie eksplozji materiału wybuchowego struktura impaktora zostanie rozerwana, co wytworzy odłamki poruszające się z szybkością zbliżoną do szybkości powstałego pocisku. Mogłyby one uderzyć w sondę. Tak więc po około 1 minucie od odłączeniu impaktora pojazd wykona manewr ucieczki w kierunku poziomym względem planetoidy. Następnie wykona manewr ucieczki pionowej. Pozwoli on na szybkie przemieszczenie się na przeciwległą stronę planetoidy. W trakcie manewru ucieczki pionowej zostanie uwolniona kamera odłączana DCAM3, która będzie fotografowała eksplozję SCI oraz opadanie materii wyrzuconej w czasie zderzenia. Obserwacje wachlarza wyrzuconej materii dostarczą informacji na temat właściwości mechanicznych warstw podpowierzchniowych oraz na temat dynamiki opadania materii na małej planetoidzie.

Czas w którym nastąpi detonacja będzie bardzo istotnym parametrem. Krótki czas pomiędzy oddzieleniem a detonacją spowodowałby, że zmiana szybkości wymagana podczas manewru ucieczki sondy byłaby wysoka. Zbyt długi czas mógłby spowodować zderzenie SCI z planetoidą przed detonacją. Ponadto wydłużenie czasu zmniejszałoby dokładność uderzenia w wybrane miejsce, ponieważ zwiększałoby błędy w pozycji impaktora. Optymalnie czas między oddzieleniem a detonacja wynosi 2400 s. Dokładność uderzenia pocisku będzie zależeć od pozycji i szybkości sondy w czasie uwolnienia SCI, oraz szybkości separacji uzyskanej dzięki mechanizmowi oddzielającemu. Zależy również od orientacji przestrzennej SCI. Błąd pozycjonowania w czasie oddzielenia wprowadziłby nutację osi obrotu która zmniejszyłaby dokładność. Powinien być mniejszy od 20 stopni. Testy mechanizmu obdzielającego i symulacje numeryczne wykazały, że punkt uderzenia będzie znajdował się w okręgu o promieniu około 200 metrów.

Po operacji kraterowania sonda wróci do pozycji HP, gdzie zostanie zweryfikowane powodzenie przedsięzęcia. W dalszej kolejności sonda oddali się od planetoidy na odległość około 200 km w celu uniknięcia ewentualnego zderzenia z odłamkami wyrzuconymi z powierzchni. W takiej pozycji spędzi około 2 tygodnie. Następnie powróci w okolice planetoidy w celu wykonania obserwacji sztucznego krateru i pobrania próbek z jego okolic. Obserwacje krateru i wyrzutów materii za pomocą instrumentów ONC-T, NIRS3 i TIR dostarczą podstawowych danych na temat wyrzutów baterii i świeżego materiału odsłoniętego we wnętrzu krateru. Wraz z wynikami testów laboratoryjnych i symulacji pozwolą one na oszacowanie właściwości fizycznych materiału podpowierzchniowego oraz na dostosowanie zasady skalowania (zależności między wielkością i głębokością krateru a odległością w której lądują wyrzucone fragmenty) dla małej planetoidy. Dynamika opadania wyrzutów materii w środowisku o małej grawitacji jest słabo poznana. Tym samym możliwe będzie określenie głębokości z jakiej zostały wybite próbki pozyskane z obszaru pokrytego wyrzuconą materią. Podczas interpretacji wyników badań próbek będzie to bardzo istoty czynnik.

Po wytworzeniu krateru wykonane zostanie pobranie próbek w obrębie otaczających go wyrzutów materii. Proces pobierania próbek będzie przebiegał podobnie jak we wcześniejszym okresie. Jednak z powodu konieczności zapewnienia wyższej precyzji lądowania planowane jest poprzedzenie go kilkoma lądowaniami próbnymi. Ich liczba będzie zależała od zastanej sytuacji i ewentualnych problemów. W ich trakcie uwalniane będą znaczniki TM. Łącznie w pobliżu krateru planowane jest umieszczenie trzech znaczników.

[Scorus]

 Prace w pobliżu planetoidy potrwają łącznie około 1.5 roku. Pojazd opuści okolice planetoidy w grudniu 2019 r. W dalszej kolejności będzie modyfikował orbitę okołosłoneczną z użyciem napędu jonowego.

Sonda dotrze do Ziemi pod koniec 2020 r. Wykona wtedy serię korekt trajektorii naprowadzających ją na kurs kolizyjny z Ziemią. Ostatnia korekta, wykonana na trzy dni przed lądowaniem kapsuły naprowadzi trajektorię na centrum obszaru lądowania. Kapsuła SRC zostanie odłączona na 8 godzin przed lądowaniem. Następnie będzie poruszać się po trajektorii kolizyjnej z Ziemią w sposób całkowicie pasywny. W tym czasie będzie stabilizowana obrotowo. Po wejściu w atmosferę z szybkością około 11.6 km/s wytraci większość energii kinetycznej. Na wysokości 5 km zostaną odrzucone osłony górna i dolna. Następnie moduł IM rozłoży spadochron i opadając pionowo wyląduje na poligonie Woomera (Woomera Test Range) w Australii. Sygnał radiolatarni emitowany przez antenę znajdującą się w jego dolnej części pozwoli na szybkie zlokalizowanie IM i jego odzyskanie.

Tymczasem sonda wykona manewr korekty trajektorii zapobiegający wejściu w atmosferę. Tak więc po uwolnieniu kapsuły pozostanie na orbicie okołosłonecznej. Jeśli będzie pozostawać w dobrym stanie zostanie wykorzystana do misji rozszerzonej.