Hayabusa 2 (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Hayabusa 2 jest japońską (JAXA) sondą przeznaczoną do pozyskania próbek z planetoidy 1999 JU3, zarówno materiału powierzchniowego jak i słabo zmienionego przez pogodę kosmiczną i ciepło materiału podpowierzchniowego osłoniętego w sztucznym kraterze wytworzonym za pomocą imaktora. Jest to kontynuacja misji Hayabsa rozpoczętej starem 9 maja 2003 r i zakończonej powrotem na Ziemię 13 czerwca 2010 r. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: określenie procesów ewolucji cieplnej w trackie przekształcania się planetozymali w planetoidy poprzez oszacowanie temperatury w której planetoida powstała i jakiej doświadczyła w czasie swojej historii oraz wykonanie pomiarów aktualnego środowiska termicznego; zbadanie procesów towarzyszących rozbijaniu małych planetoid i późniejszemu spajaniu się materii w obiekty o strukturze zlepu rumoszu poprzez określenie gęstości, oszacowanie stopnia porowatości, zbadanie populacji kraterów i cech wyrzutów materii z kraterów; zbadanie oddziaływań pomiędzy minerałami uwodnionymi a związkami organicznymi na planetoidach poprzez bezpośrednie badania substancji powstających w trackie reakcji chemicznych przebiegających w niskich temperaturach, badania substancji lotnych oraz wody i związku organicznych; oraz dostarczenie bezpośrednich danych dla modeli cyrkulacji materii w młodym Układzie Słonecznym poprzez badania substancji powstających podczas reakcji zachodzących w wysokich temperaturach, badania substancji niewrażliwych na wysokie temperatury oraz badania składu mineralnego planetoidy. Cele te zostaną osiągnięte poprzez bezpośrednie analizy próbek oraz obserwacje teledetekcyjne planetoidy.

1999 JU3 należy do typu spektralnego Cg - jej spektrum refleksyjne przypomina chondryty zwyczajne. Planetoidy takie zawierają związki organiczne oraz minerały uwodnione lub lód wodny. Obiekty tej klasy stanowią znaczny odsetek planetoid, zwłaszcza w zewnętrznej części pasa głównego (poza 2.7 AU).  Planetoidy bliskie Ziemi (Near Eartch Obiect - NEO) należące do tego typu jest jednak bardzo niewiele. 1999 JU3 jest stosunkowo łatwym celem, ponieważ jego orbita przebiega blisko orbity Ziemi. Obserwacje naziemne tej planetoidy wykazały obecność pasma absorpcyjnego przy 0.7 mikronów, odpowiadającemu przejściu żelaza ze stopnia utlenienia Fe2+ na Fe3+. Wiadomo, że jego obecność gwarantuje występowanie pasma absorpcyjnego przy 3 mikronach, spowodowanego obecnością minerałów uwodnionych lub wody. Tak więc 1999 JU3 jest słabo zmienionym obiektem, który doświadczył znacznie mniejszej metamorfozy cieplnej niż planetoida Itokawa. W czasie jego historii zaszły jednak modyfikacje związanej z obecnością wody, co spowodowało wytworzenie krzemianów uwodnionych. Aktualne badania nad materią meteorytową wskazują, że obiekty występujące w dysku protoplanetranym młodego Układu Słonecznego składały się z mieszaniny minerałów, lodów i związków organicznych w  której poszczególne składniki reagowały ze sobą i podlegały modyfikacjom. Badania tych procesów są istotne dla zrozumienia procesu kształtowania się planet, w tym również Ziemi. W tym ostatnim wypadku wiedza na temat procesów związanych z wodą i związkami organicznymi ma duże znaczenie dla poznania sposobu powstawania oceanów oraz mieszaniny związków prebiotycznych. Analizy tych procesów rzucą nowe światło na wkład planetoid w dostarczeniu wody i materii organicznej na Ziemię. Modyfikacje materii organicznej  na planetoidach miały duże znacznie dla stopnia zróżnicowania mieszaniny cząsteczek organicznych dostarczonych na Ziemię. Do tej pory jednak nigdy nie badano próbek zawierających niezmienioną mieszaninę minerałów, lodów i związków organicznych. Takie badania dostarczą bezpośredniego wglądu w te procesy. Badania próbek z planetoidy typu C mogą również dostarczyć informacji na tempa procesów związanych z przekształceniami materii w ośrodku międzygwiazdowym i prowadzących do powstawania dynamicznego dysku protoplanetarnego. W pozyskanych próbkach możliwe będzie znalezienie ziaren przedsłonecznych, cząsteczek organicznych pochodzących z pierwotnego obłoku molekularnego, wysokotemperaturowych obiektów pochodzących z dysku przedsłonecznego takich jak inkluzje bogate w wapń i glin (Calcium-Aluminium-Rich Inclusion - CAI) i chondrule, produktów wytworzonych przez pogodę kosmiczną oraz tekstur wytworzonych przez mikroimpakty. Tak więc szczegółowe analizy próbek w połączeniu z wynikami obserwacji teledetekcyjnych planetoidy będą miały duże znaczenie dla poznania historii Układu Słonecznego w bardzo długim okresie czasu.

Podczas pobytu w pobliżu planetoidy sonda pozwoli na globalne scharakteryzowanie planetoidy - precyzyjne wyznaczenie jej kształtu, masy i rotacji; uzyskanie map topograficznych i fotograficznych; mapowanie składu mineralnego oraz mapowanie właściwości termicznych. Pozwoli to na poznanie geologii planetoidy i odniesienie ich do późniejszych badań uzyskanych próbek. W czasie pozyskiwania próbek sonda wykona również obrazowanie powierzchni w wysokiej rozdzielczości (do 1 mm), co dostarczy kontekstu dla uzyskanego materiału. Wyposażenie naukowe sondy bazuje na instrumentach pojazdów Hayabusa i Akatsuki (wystrzelonego 20 maja 2010 r), tak więc ma mniejsze możliwości niż sprzęt zaprojektowany dla amerykańskiej misji OSIRIS-REx (Origins, Spectral Interpretation, Resource Identification and Security Regolith Explorer). Dzięki zmodyfikowaniu systemu komunikacyjnego i systemu zasilania sonda może jednak dostarczyć około4 razy więcej danych niż Hayabusa.

Poza celami naukowymi misja posiada również cele inżynieryjne. Zaliczają się do nich: przetestowanie modyfikacji zwiększających niezawodność sondy; przetestowanie nowatorskiej technologii wytwarzania sztucznego krateru na powierzchni planetoidy; oraz zademonstrowanie eksploracji planetoidy za pomocą miniaturowych lądowników skaczących, w  tym wypróbowanie czterech różnych technik wykonywania skoków. W trakcie misji na powierzchni planetoidy zostanie umieszczony niemiecki (DLR) lądownik MASCOT (Mobile Asteroid Surface Scout) posiadający własne cele naukowe, jak również trzy japońskie lądowniki MINERVA-II (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II) będące głównie demonstratorami inżynieryjnymi.

W misję jest zaangażowana również NASA (udostępnienie stacji naziemnych sieci DSN, obserwacje spektrometryczne kapsuły powrotnej czasie lądowania, wymiana próbek z materiałem zebranym w trakcie misji OSIRIS-REx), ESA (udostępnienie stacji naziemnych sieci ESTRAK), niemiecka agencja kosmiczna DLR (dostarczenie lądownika MASCOT oraz testy mikrograwotacyjne lądowników MINERVA-II) oraz Australia (udostępnienie infrastruktury na poligonie Woomera gdzie planowane jest lądowanie kapsuły powrotnej).

Nazwa misji oznacza z japońskiego "Sokół".

Koszt misji jest szacowany na 28.9 mld jenów (około 275 mln dolarów).

[Scorus]

KONSTRUKCJA
W skład misji Hayabusa 2 wchodzi sonda główna z instrumentami naukowymi oraz 7 obiektów odłączanych, pracujących w istocie jako samodzielne miniaturowe statki kosmiczne. Są to: kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC); miniaturowy impaktor pokładowy (Small Cary-on Impactor - SCI); kamera uwalniana 3 (Deployable Camera 3 - DCAM3); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-1A (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-1A - MINERVA II-1A); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-1B (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-1B - MINERVA II-1B); miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy II-2 (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid II-2 - MINERVA II-2); oraz mobilny lądownik rozpoznawczy (Mobile Asteroid Surface Scout - MASCOT).

[Scorus]

HAYABUSA 2
Konstrukcja sondy Hayabusa 2 jest oparta  w dużej mierze na sondzie Hayabusa, jednak zastosowano szereg usprawnień zwiększających niezawodność pojazdu. Pojazd ma kształt prostopadłościanu. Wymiary jego zasadniczej konstrukcji wynoszą 1.6 x 1.0 x 1.3 m, są nieznacznie większe od wymiarów sondy Hayabusa. Masa bez paliwa wynosi 500 kg a wraz z paliwem dla napędu jonowego i chemicznego - 600 kg. Masa jest większa o około 90 kg od sondy Hayabusa 2, z czego połowa przypadła na dodatkowy sprzęt zwiększający przydatność naukową sondy (imapktor, kamera odłączana, dodatkowe znaczniki celu, nowy system mapujący w podczerwoni), a połowa na podwojenie niektórych systemów inżynieryjnych.

[Scorus]

Konstrukcja mechaniczna sondy obejmuje panel dolny (w osi odchylenia -Z) o wymiarach 1.6 x 1 m, odpowiadający panel górny (w osi +Z), panel przedni (w osi przechylenia -X) i tylny (w osi +X) o wymiarach 1 x 1.3 m, dwa panele boczne (w osi pochylenia +Y i -Y) o wymiarach  1.6 x 1.3 m oraz dwa panele wewnętrzne równolegle do osi Z. Na panelu przednim znajduje się kapsuła powrotna SRC, dwa szperacze gwiazd, spektrometr podczerwieni NIRS3, kamera nawigacyjna ONC-W2 oraz 6 silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu tylnym znajdują się 4 silniki jonowe oraz 6 dalszych silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu górnym umieszczono dwie anteny wysokiego zysku X-HGA i Ka-HGA, antenę średniego zysku MGA, jedną z trzech anten niskiego zysku LGA oraz kamerę odłączaną DCAM3. Na panelu dolnym, od strony osi -X umieszczono wysokościomierz laserowy LIDAR, dwa pojemniki z lądownikami MINERVA-II i system do pobierania próbek SMP. W centrum tego panelu znajduje się pierścieniowy łącznik z górnym stopniem rakiety. W środku łącznika znajduje się impaktor SCI a wokół niego - 5 znaczników celu TM. Ponadto umieszczono tam dalmierz laserowy LRF. Od strony osi +X znajduje się natomiast system mapujący w podczerwieni termicznej TIR, szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W1 oraz teleskopowa kamera nawigacyjna ONC-T będąca też główną kamerą naukową. Ponadto na panelu dolnym znajduje się lampa FLASH oświetlająca znaczniki celu w czasie lądowań na planetoidzie. Na panelach bocznych -Y i +Y znajdują się dwa symetryczne skrzydła paneli słonecznych. Na panelu -Y umieszczono również lądownika MASCOT oraz dwie dalsze anteny LGA. Na panelach wewnętrznych znajdują się głównie zbiorniki paliwa i utleniacza chemicznego systemu napędowego, zbiorniki ksenonu używanego przez napęd jonowy oraz linie paliwa i gazu. Jednostki elektroniki są umieszczone głównie na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych. W czasie pobytu w pobliżu planetoidy Słońce, Ziemia, planetoida i sonda będą znajdowały się prawie w linii prostej (konfiguracja zbliżona do koniunkcji ze Słońcem, tak więc panel dolny będzie prawie zawsze zwrócony w stronę nadiru. Panele słoneczne będą więc zwrócone na Słońce a anteny HGA - na Ziemię.

[Scorus]

Energii elektrycznej dostarczają dwa skrzydła fotoogniw słonecznych (Solar Array Paddle - SAP) ulokowane symetrycznie po bokach paneli bocznych -Y i +Y, na podwójnych wysięgnikach. System ten nie ma zdolności obracania się za Słońcem. W czasie startu był złożony na panelach bocznych. Każde skrzydło składa się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Całkowita powierzchnia paneli wynosi 12 metrów kwadratowych a rozpiętość - 6 metrów. W odległości 1 AU od Słońca dostarczają one 2.6 kW mocy a w odległości 1.4 AU od Słońca (maksymalna odległość podczas misji - 1.4 kW. W stosunku do sondy Hayabusa produkcja energii została zwiększona dwukrotnie dzięki większej wydajności ogniw. Wyprodukowanaenergia ładuje baterię litowo - jonową o pojemności 13.2 A/h. Sieć elektryczna jest wyposażona w regulatory z bezpiecznikami seryjnymi (Series Switching Regulator - SSR) chroniące przed skokami napięcia. Napięcie w sieci wynosi 50 V. Sonda może wznosić pracę nawet po całkowitej utracie zasilania (np na skutek braku oświetlenia paneli słonecznych spowodowanym błędną orientacją przestrzenną) gdy generowanie energii zostanie wznowione (zimny restart).

[Scorus]

Jonowy system napędowy (Ion Egine System - IES) służy do uzyskiwania większych zmian szybkości w dużych okresach czasu, pozwalając na powolną zmianę kształtu orbity okołosłonecznej sondy. Jego masa bez paliwa wynosi około 70 kg. Obejmuje zbiornik paliwa (ksenonu) umieszczony na panelach wewnętrznych i cztery silniki jonowe (oznaczone jako A, B, C i D) umieszczone na płycie podstawowej znajdującej się na panelu tylnym (+X). Zbiornik ksenonu zawierał 51 litrów (około 73 kg) tego gazu w czasie startu. Silniki jonowe są tego samego typu co zastosowane w misji Hayabusa. Każdy z silników składa się ze źródła jonów, dwóch elektrod przyspieszających, oraz neutralizatora. Do wytwarzania plazmy w źródle jonów zastosowano źródło mikrofal. W innych rodzajach silników jonowych jako źródła jonów używano ładunku elektrycznego, co zmniejszało ich żywotność. Jonizacja jest dokonywana dzięki bombardowaniu jonów wiązką elektronów  wytwarzaną na drodze rezonansu cyklotronowego. W stosunku do sondy Hayabusa w źródle jonów zastosowano rozwiązania zapobiegające problemom z "zapłonem" silnika. Jony są następnie przyspieszane do wysokich szybkości przez dwie elektrody w postaci siatek. Zostały one wykonane z kompozytu węglowo - węglowego. Dzięki temu są bardziej trwałe od konwencjonalnych elektrod wykonanych z molibdenu. Zasadnicze przyspieszenie jest dokonywane między dwiema siatkami. Ładunek ujemny na siatkach zapobiega cofaniu się jonów, co zmniejszyłoby ciąg. Po opuszczeniu siatek wiązka plazmy jest neutralizowana przez neutralizator. Dzięki temu silnik wyrzuca gaz neutralny, co zapobiega gromadzeniu się ładunku elektrycznego na powierzchni sondy. Neutralizator obraduje wiązkę jonów elektronami, wytwarzanymi przez to samo źródło mikrofal co użyte w źródle jonów. Pozwoliło to na zmniejszenie masy silników. Podczas misji Hayabusa zaobserwowano degradację neutralizatora po około 10 000 godzinach pracy. Tak więc w nowych silnikach zewnętrzne siany neutralizatorów zostały osłonięte przed plazmą. Ponadto zwiększono intensywność pola magnetycznego przyspieszającego elektrony, co pozwoliło na zmniejszenie napięcia używanego do przyspieszania elektronów. Pozwoliło to na zwiększenie trwałości silników do około 18 000 godzin.

Silniki jonowe znajdują się na elektromechanicznych układach pochylających pozwalających na zmianę orientacji wektora ciągu. Pozwala on na pochylanie silników o +/- 5 stopni. Jednorazowo można używać trzech silników. Wystarczy to do wykonania całej misji,. Czwarty silnik jest zapasowy. Trzy silniki pozwalają na uzyskanie ciągu na poziomie 28 mN (w przypadku misji Hayabusa było to 20 mN, tak więc ciąg został zwiększony o około 25%). Impuls właściwy wynosi 2800 s. Ciąg pojedynczego silnika wynosi około 10 mN. Pobór mocy wynosi 250 - 1 200 W w zależności od ilości używanych silników. Całkowita zmiana szybkości podczas misji jest szacowana na 2 km/s, co jest wartością porównywalną do misji Hayabusa, ale znacznie mniejszą niż w przypadku sond Deep Space 1 (4.3 km/s) i Dawn (10 km/s). Całkowity czas pracy napędu jonowego wyniesie 1.5 roku.

[Scorus]

Chemiczny system napędowy (Reaction Control System - RCS) służy do wykonywania korekt trajektorii podczas lotu międzyplanetarnego przed i po przelotem koło Ziemi, podczas zbliżania się do planetoidy z wykorzystaniem nawigacji optycznej oraz podczas powrotu na Ziemię. Ponadto służy do szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej i szybkości podczas oblotów planetoidy, wykonywania niskich przelotów nad powierzchnią, testów pobierania próbek, pozyskiwania próbek i kwaterowania za pomocą impaktora SCI. Umożliwia też utrzymanie pozycji bazowej w odległości 20 km od planetoidy. Służy ponadto do usuwania nadmiaru momentu pędu z kół reakcyjnych. Używa paliwa dwuskładnikowego. Obejmuje zbiornik paliwa (hydrazyny momonetylowej), zbiornik utleniacza (czterotlenku azotu), 12 silników, orurowanie oraz elektronikę kontrolną. Zbiorniki paliwa i utleniacza znajdują się na panelach wewnętrznych sondy. Silniki są rozmieszczone na panelu przednim (-X) i tylnym (-Z) w licznie 6 sztuk na panel. Mieszczą się w narożnikach każdego panelu oraz na środku jego dłuższych krawędzi. Pozwalają na wykonywanie manewrów o 6 stopniach swobody. Ciąg każdego silnika wynosi 20 N a impuls właściwy - 290 s. W czasie kontroli orientacji przestrzennej silniki pracują w trybie impulsowym a podczas manewrów korek trajektorii - w trybie pracy ciągłej.

[Scorus]

Sonda jest stabilizowana trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and orbit Control System - AOCS) obejmuje zestaw sensorów używanych podczas lotu międzyplanetarnego oraz podczas lądowań na planetoidzie, systemy wykonawcze w postaci kół relacyjnych (Reaction Wheel - RW) i silników systemu RCS oraz jednostkę obróbki danych (Attitude and Orbit Control Processor Unit - AOCP). W skład sensorów nawigacyjnych używanych podczas lotu wchodzą: dwa szperacze gwiazd (Star Tracker - STT), dwie bezwładnościowe jednostki odniesienia (Inertial Reference Unit - IRU), cztery przyspieszeniomierze (Accelerometer - ACM), oraz cztery sensory Słońca o małej dokładności (Corase Sun Sensor - CSAS). Do sensorów nawigacyjnych używanych podczas zbliżania się do planetoidy oraz bliskich operacji przy planetoidzie zaliczają się: teleskopowa kamera nawigacji optycznej (Optical Navigation Camera - Telescopic Camera - ONC-T), szerokokątna kamera nawigacji optycznej 1 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 1 - ONC-W1) oraz szerokokątna kamera nawigacji optycznej 2 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 2 - ONC-W2). W czasie lądowań na planetoidzie wykorzystywane jest śledzenie optyczne odłączanego znacznika celu (Target Marker - TM) oświetlonego przez odpowiednią lampę (Flash Lamp - FLASH). Służy do tego głównie kamera ONC-W1. Ponadto w czasie lądowań do pomiarów odległości do powierzchni i orientacji sondy względem niej używane są dwa sensory laserowe - wysokościomierz laserowy (Light Detector and Ranging - LIDAR) oraz dalmierz laserowy (Laser Range Finder - LRF). Nie użyto natomiast sensora wachlarza wiązek laserowych (Fan Beam Sensor - FBS), który nie sprawdził się podczas misji Hayabusa. sekwencja pracy poszczególnych instrumentów w czasie lądowań została zoptymalizowana na podstawie doświadczeń zebranych w trakcie poprzedniego lotu.  Kamera ONC-T jest ponadto główną kamerą naukową. Kamery ONC-W1 i ONC-W2 również powalają na mapowanie planetoidy i badania jej kształtu. LIDAR jest ponadto instrumentem naukowym umożliwiającym uzyskanie globalnych map topograficznych i modeli kształtu planetoidy.

Dwa szperacze gwiazd STT znajdują się na panelu -X, w jego górnej części. Dostarczają podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Są to kamery elektroniczne uzyskujące obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu jest obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym. W stosunku do sondy Hayabusa system ten został w pełni podwojony.

[Scorus]

Dwie bezwładnościowe jednostki odniesienia IRU (jedna zapasowa) zawierają żyroskopy. Pozwalają na pomiary przyspieszeń kątowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.

Cztery przyspieszeniomierze ACM (jeden zapasowy) umożliwiają pomiary przyspieszeń liniowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.

Cztery sensory słońca CSAS były używane po po starcie. Ponadto mogą być wykorzystywane w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce, dziki czemu jej panele słoneczne są stale oświetlone.

Kamery nawigacyjne ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 są używane podczas fazy zbliżania się do planetoidy. Pozwalają na jej fotografowanie na tle gwiazd, co umożliwia wyliczenie jej pozycji względem sondy i zaplanowanie korekt trajektorii. Ponadto są wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie bazowej pozycji względem planetoidy oraz podczas jej oblotów. W czasie uwalniania lądowników kamera ONC-W1 pozwoli na ich sfotografowanie po odłączeniu, a kamera ONC-W2 - na ich obrazowanie podczas opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Pozwoli to na zrekonstruowanie trajektorii lądowania tych pojazdów. Na powierzchni lądowniki zostaną zlokalizowane dzięki zdjęciom z kamery ONC-T uzyskanym z odległości około 1 km.

W czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 będzie głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Będzie wtedy używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Zostanie on odłączony na wysokości około 100 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a  następnie opadnie swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadnie na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie zostanie odłączony podczas próbnego lądowania). Pomiary będą polegały na fotografowaniu TM za pomocą ONC-W1. TM będzie oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Będzie ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwoli na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpocznie pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwoli na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta zostanie wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.

Dane ze wszystkich trzech kamer są obrabiane przez wspólną jednostkę elektroniki (Optical Navitaion Cameras Eletronics - ONC-E) pozywającą na uzyskanie informacji nawigacyjnych. Komunikuje się ona z elektroniką AOCP.

[Scorus]

Znaczniki celu TM znajdują się na panelu -Z sondy, w obrębie pierścienia łączącego z górnym stopniem rakiety. Są zamocowane za pomocą zwalnianych pierścieni. Mają kształt kul o średnicy 100 mm. Ich konstrukcja miała postać worka wypełnione granulatem. Powierzchnia jest pokryta tkaniną o wysokiej odbijalności, dzięki czemu bardzo dobrze odbijają światło lampy FLASH. Tak więc znaczniki na obrazach z kamery ONC-W1 tworzą jasne plamy. Sonda posiadała 5 znaczników, o 2 więcej niż w przypadku sondy Hayabusa. Wiązało się to z koniecznością zapewnienia wysokiej precyzyjnie lądowania w obrębie krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Krater będzie miał średnicę maksymalnie 2 metrów, tak więc w jego otoczeniu zostaną zrzucone trzy znaczniki. Podczas lądowań w innych miejscach używane będzie po jednym znaczniku.

[Scorus]

Wysokościomierz laserowy LIDAR pozwala na pomiary odległości od powierzchni w zakresie od 25 km od 30 metrów. W dużej odległości od planetoidy dane te będą używane do planowania manewrów. Podczas lądowań będą wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.

Dalmierz laserowy LRF znajduje się na panelu -Z w obrębie łącznika  z górnym stopniem rakiety. Jest to pojedyncza jednostka obejmująca pięć diod laserowych oraz pięć detektorów w postaci fotodiod. Cztery emitowane wiązki będą odbijać się od powierzchni planetoidy, a następnie będą rejestrowane przez detektory. Pozwoli to na wyznaczenie odległości od powierzchni i tempa opadania. Ponadto wiązki są zorientowane pod kątem 30 stopni w stuku do kierunku pionowego (osi Z sondy), co pozwoli na określenie orientacji sondy względem lokalnego kierunku pionowego na planetoidzie na podstawie różnic odległości mierzonych za pomocą poszczególnych wiązek. Dzięki temu sonda może autonomicznie kontrolować swoją orientację przestrzenną względem nierównej powierzchni i opadać na nią całkowicie pionowo. Urządzenie to będzie wykorzystywane do pomiarów wysokości i tempa opadania na wysokościach od 100 do 5 metrów. Do pomiarów orientacji względem powierzchni będzie wykorzystywane na wysokości poniżej 35 metrów. Będzie wykonywało wtedy cztery pomiary które będą wykorzystywane do korekt orientacji pojazdu względem powierzchni. Piąta wiązka odbija się od końca tuby systemu do pobierania próbek SMP. Umożliwi zarejestrowanie skrócenia się tuby SMP po uderzeniu w powierzchnię i tym samym pozwli na potwierdzenie kontaktu z powierzchnią planetoidy.

Jednostka elektroniki AOCP odbiera i obrabia dane z sensorów nawigacyjnych. Jest oparta na procesorze HR5000S. Dane z STT, CSAS i IRU są odbierane przez estymator orientacji przestrzennej, komunikujący się z elektroniką kontroli orientacji przestrzennej obsługującej koła reakcyjne oraz silniki RCS w czasie manewrów zmiany szybkości i kontroli orientacji przestrzennej. Dane z kamer nawigacyjnych, LIDAR, LRF i ACM przechodzą przez filtr danych nawigacyjnych a następnie są dostarczane do elektroniki sterującej orientacją sondy. Ta ostatnia odbiera również informacje z estymatora orientacji przestrzennej i  elektroniki kontroli orientacji przestrzennej. Stremuje pracą silników RCS podczas lądowań na planetoidzie.

Koła reakcyjne RW umożliwiają kontrolę orientacji przestrzennej sondy w normalnym trybie pracy. Pojazd posiada 4 takie jednostki, o jedną więcej niż sonda Hayabusa. Jedna z nich jest zapasowa. Nadmiar momentu pędu jest używane podczas uruchomień silników RCS, Silniki RCS umożliwiają również kontrolowanie orientacji przestrzennej sondy podczas lądowań na planetoidzie, lądowań próbnych i wytwarzania krateru.

[Scorus]

System komend i zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - CDHS) pozwala na odbieranie i wykonywanie komend z Ziemi, autonomiczne generowanie komend na pokładzie w trakcie autonomicznej pracy w pobliżu planetoidy, oraz na monitoring i kontrolę pracy poszczególnych systemu sondy.  Jest oparty na centralnej jednostce odróbki danych (Central Processing Unit - CPU) zawierającej procesorze COSMO16. CPU komunikuje się z modułami peryferyjnymi (Peripheral Interface Modules - PIM) łączącymi się z poszczególnymi podsystemami sondy. Ponadto sonda posiada rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) pozwalający na zapisywanie danych przed ich transmisją na Ziemię. Ma on pojemność 1 gigabita.

[Scorus]

System komunikacyjny obejmuje antenę wysokiego zysku pracującą w paśmie X 8 GHz (X-band High Gain Antenna - X-HGA), antenę wysokiego zysku pracującą w paśmie Ka 32 GHz (Ka-band High Gain Antenna - Ka-HGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), trzy anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) oraz system nadawczo - odbiorczy pasm X i Ka. W stosunku do sondy Hayabusa zastosowano dodatkową antenę Ka-HGA oraz zrezygnowano z łączności w paśmie S za pomocą anten LGA. Obie anteny wysokiego zysku są antenami planarnymi, dzięki czemu mają mniejszą masę od anteny parabolicznej sondy Hayabusa przy podobnej średnicy.

Antena X-HGA znajduje się na panelu górnym sondy (+Z). Jest podstawą anteną używaną do łączności z wysoką szybkością (do 32 kbps). Pozwala na odbiór komend z Ziemi, na transmisję danych naukowych i inżynieryjnych oraz na pomiary nawigacyjne. W obu łączach używane jest pasmo X.

Antena Ka-HGA znajduje się również na panelu +Z, obok anteny X-HGA. Pozwala na łączność z szybkością do 32 kbps. Jest systemem zapasowym w stosunku do X-HGA. Ponadto umożliwia z nią jednoczesną transmisję, co pozwala na przesłanie większej ilości danych w tym samym czasie. Umożliwia również prowadzenie jednościeżkowych dopplerowskich pomiarów nawigacyjnych (Delta-Differential One-way Ranging - DDOR) z większą precyzją. Dane z Ziemi przysnuje w paśmie X. Dane na Ziemię wysyła w paśmie Ka. W Japonii znajduje się tylko jedna stacja naziemna obsługująca pasmo Ka, w miejscowości Usuda (antena średnicy 54 m). W związku s tym konieczne jest wykorzystywanie amerykańskich stacji sieci DSN w Canberrze, New Norcia i Madrycie oraz sieci ESA ESTRAK w Cebreros i New Norcia.

Antena MGA znajduje się na panelu +Z. Jest umieszczona na mechanizmie pochylającym pozycjonującym ją w dwóch osiach. Pracuje w paśmie X. Pozwala na transmisję danych inżynieryjnych i odbieranie komend ze średnimi szybkościami (do 256 bps). W stosunku do anten wysokiego zysku ma jednak szersze pole widzenia (18 stopni), dzięki czemu nie wymaga precyzyjnego pozycjonowania sondy na Ziemię. Umożliwia więc łączność w czasie gdy anteny wysokiego zysku nie są zwrócone na stacje naziemne.

Jedna z anten LGA znajduje się na panelu górnym +Z, a dwie dalsze - na panelu bocznym -Y. Wszystkie one pracują w paśmie X. Mają szerokie pole widzenia, dzięki czemu umożliwiają łączność podczas poważnych problemów i w trybie bezpiecznym, gdy orientacja przestrzenna sondy nie jest precyzyjnie znana. Umożliwiają odbiór komend oraz transmisję danych inżynieryjnych z niską szybkością (8 bps) oraz transmisję sygnału radiolatarni.

[Scorus]

Kontrolę temperatury wewnętrznej umożliwiają zarówno elementy czynne jak i bierne. Powierzchnia sondy oraz anteny wysokiego zysku są pokryte izolacją wielowarstwową. Elementy elektroniczne posiadają grzejniki elektryczne pozwalające na uzyskanie temperatury roboczej oraz zapobiegającej ich degradacji. Nadmiar ciepła produkowany przez elektronikę jest przenoszony do radiatorów za pomocą płyt i kapilar cieplnych, a następnie wypromieniowywany w przestrzeń kosmiczną. Radiatory rozmieszczono na panelach -X, +Y oraz -Y.

[Scorus]

System komunikacji z kamerą odłączaną DCAM3 obejmuje dwie anteny (DCAM3 Antenna 1, 2 - DCAM3-ANT1, 2)  umieszczone na panelu górnym (+Z) od strony +X. Pozwala on na odbiór danych dostarczanych przez to urządzenie, nie posiada natomiast funkcji transmisji komend. Odebrane dane są obrabiane przez kontroler kamery odłączanej (Deployacle Camera Controller - CAM-C) mieszczący się we wnętrzu sondy i przesyłane do systemu informatycznego sondy. CAM-C kontroluje również stan kamery przed odłączeniem i inicjuje proces jej wypuszczania.