Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Czerwiec 07, 2015, 15:35
-
WPROWADZENIE
PROCYON (Proximate Object Close flyby with Optical Navigation) jest japońskim demonstratorem miniaturowej sondy międzyplanetarnej. Jest to misja przede wszystkim inżynieryjna, której cele można podzielić na dwa obszary: przetestowanie działania busa miniaturowego pojazdu przeznaczonego do wykonywania różnorodnych misji w głębokiej przestrzeni kosmicznej, oraz zademonstrowanie automatycznego działania w czasie przelotu koło planetoidy bliskiej Ziemi (Near Earth Asteroid - NEA). Głównymi przedmiotami testów są: generowanie energii elektrycznej, kontrola temperatury, kontrola orientacji przestrzennej, komunikacja, podstawowe wyznaczanie parametrów orbity okołosłonecznej, oraz modyfikowanie parametrów orbity za pomocą miniaturowego napędu jonowego. Dodatkowymi przedmiotami testów są: system komunikacyjny używający wysokoefektywnego wzmacniacza pasma X opartego na azotku galu (GaN), precyzyjne wyznaczanie orbity poprzez śledzenie DDOR (Delta Differential One-Way Ranging), oraz nawigacja optyczna w czasie bliskiego przelotu koło małej planetoidy. Tym samym misja jest pierwszą próbą dotarcia do obiektu Układu Słonecznego za pomocą sondy o masie rzędu kilkudziesięciu kilogramów. W przyszłości zastosowanie takich miniaturowych pojazdów może umożliwić wykonywanie ściśle sprecyzowanych badań planetarnych lub testów ryzykowanych technologii przy niskim koszcie i krótkim czasie przeznaczonych na prace projektowe i montażowe.
Poza testami inżynieryjnymi sonda pozwala na wykonanie niewielkiego programu naukowego polegającego na obserwacjach geokorony Ziemi w zakresie ultrafioletu. Obserwacje te pozwalają na wykonanie badań odpowiedzi górnej atmosfery Ziemi na burze geomagnetyczne w skali nieosiągalnej dla satelitów okołoziemskich. Przed misją nie postawiono natomiast żadnych celów naukowych związanych z przelotem koło planetoidy. Obiektem wybranym po starcie była podwójna planetoida 2000 DP107 (18585). Niestety z powodu awarii silnika jonowego przelot został anulowany.
Sonda została opracowana przez Laboratorium Inteligentnych Systemów Kosmicznych (Intelligent Space Systems Laboratory - ISSL) Uniwersytetu Tokijskiego (University of Tokyo) i Japońską Agencję Kosmiczną (Japan Aerospace Exploration Agency - JAXA).
-
KONSTRUKCJA
Sonda PROCYON ma bardzo małą masę - 65.5 kg bez gazu używanego w systemie napędowym. Całkowita masa startowa wraz z gazem wynosi 67 kg. Pojazd ma kształt prostopadłościanu o wymiarach 0.55 x 0.55 x 0.67 metra. Konstrukcja sondy opera się w większości na niewielkich satelitach używanych na niskiej orbicie okołoziemskiej. System napędowy i komunikacyjny zostały jednak opracowane specjalnie na potrzeby misji w głębokiej przestrzeni kosmicznej.
-
Konstrukcja mechaniczna sondy opera się na sześciu prostokątnych panelach zewnętrznych oraz dwóch prostokątnych panelach wewnętrznych połączonych na kształt litery T. Są one wykonane z materiałów kompozytowych i połączone listwami wykonaniami ze stopu aluminium. Ściany górna (w osi odchylenia +Z) i dolna (-Z) mają wymiary 0.55 x 0.55 m. Ściany boczne w osi pochylenia (-Y i +Y) i przechylenia (+X i -X) mają wymiary 0.55 x 0.67 m. Na środku panelu górnego +Z umieszczono antenę wysokiego zysku a w rogach - dwie anteny niskiego zysku. Znajduje się też na nim jedna z pięciu głowic sensora Słońca systemu nawigacyjnego Po bokach rozlokowane są cztery panele słoneczne. Blisko brzegów umieszczono również 2 (z 8) silników wyrzucających zimny gaz. Na środku panelu dolnego -Z znajduje się łącznik z górnym stopniem rakiety a w rogach - dwie dalsze anteny niskiego zysku. Na jego krawędziach znakują się 4 dalsze silniki. Na panelu bocznym -Y znajduje się wycięcie w którym umieszczono silnik jonowy. Znajduje się na nim również druga głowica sensora Słońca. Na panelu bocznym +Y znajduje się kolejna głowica sensora Słońca oraz wycięcie dla instrumentu naukowego LAICA. Na panelu -X znajduje się antena średniego zysku, głowica sensora Słońca oraz wycięcie dla jednej z dwóch głowic szperacza gwiazd systemu nawigacyjnego. Na krawędziach umieszczono również dwa dalsze silniki. Na panelu +X znajduje się ostatnia z głowic sensora Słońca oraz wycięcie dla drugiej głowicy szperacza gwiazd. Na panelach wewnętrznych umieszczono komponenty systemu napędowego, instrument LAICA, teleskop znajdujący się w wycięciu paneli zewnętrznych od strony -Z/+Y oraz głowice szperacza gwiazd. Szereg innych jednostek awioniki znajduje się po wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych.
-
System zasilania obejmuje 4 prostokątne panele słoneczne (Solar Array Panel - SAP) rozlokowane na krawędziach panelu +Z. Każdy panel ma wymiary 47 x 47 cm. Jest zamocowany do konstrukcji sondy w jednym punkcie. W czasie startu panele były złożone na panelach bocznych struktury mechanicznej i zabezpieczone mocowaniem znajdującym się w ich dolnej części (od strony -Z), zostały rozłożone po oddzieleniu od rakiety. System ten nie ma zdolności obracania się za Słońcem. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterię chemiczną (Battery - BAT). System jest kontrolowany przez dedykowaną jednostkę kontroli zasilania (Power Control Unit - PCU) komunikujący się z systemem informatycznym sondy. Dostarcza on również regulowane zasilane do informatycznego i komunikacyjnego. Ponadto za dostarczanie zasilania do systemu kontroli orientacji przestrzennej, systemu napędowego, teleskopu i instrumentu LAICA odpowiada dedykowana jednostka dystrybucji zasilania (Power Distribution Unit - PDU). Nieregulowane napięcie w sieci elektrycznej wynosi 28 V.
-
System napędowy sondy (Ion Thruster and Cold-gas Thruster Unified Propulsion System - I-COUPS) został opracowany specjalnie na potrzeby misji przez Uniwersytet Tokijki, na bazie miniaturowego systemu napędu jonowego (Miniature Ion Propulsion System - MIPS) użytego w 64-kilogramowym satelicie Hodoyoshi-4 (start 19 czerwca 2014 r). Stanowi zintegrowany układ łączący zestaw silników wyrzucających zimny gaz oraz silnik jonowy. Współdzielą one jeden zasób gazowego ksenonu. System ten umożliwia wykonywanie długotrwałych manewrów o stosunkowo dużej zmianie szybkości za pomocą napędu jonowego, manewrów małych i szybkich z użyciem silników gazowych oraz rozładowywanie kół reakcyjnych. Całkowita masa tego układu wynosi 9.5 kg, z czego ksenon ma masę 2.50 kg, zbiorniki gazu - 1.57 kg, inne elementy systemu dystrybucji gazu - 2.26 kg, silniki gazowe - 0.43 kg, kontroler - 1.05 kg, silnik jonowy - 0.29 kg a zasilacze - 1.43 kg. Znaczna miniaturyzacja tego systemu była możliwa głównie dzięki użyciu pojedynczego zapasu gazu i bardzo prostej konstrukcji silników gazowych. W skład systemu wchodzą następujące układy: jednostka zarządzania gazem (Gas-Management Unit - GMU); jednostka napędu wykorzystującego zimny gazu (Cold Gas Thruster Unit - CTU); jednostka przetwarzania zasilania (Power Processing Unit - PPU); jednostka napędu jonowego (Ion-Thruster Unit - ITU); oraz jednostka kontrolna (I-COUPS Control Unit - ICU). Poszczególne komponenty znajdują się na panelach wewnętrznych sondy. Główną różnicą w stosunku do MIPS jest dodanie jednostki CTU oraz wprowadzenie dodatkowego panelu do ICU zawierającego 12 zaworów obsługujących silniki gazowe, z których 4 są zapasowe. Konstrukcja ITU i PPU nie różni się do analogicznych komponentów MIPS.
-
Jednostka zarządzania gazem GMU zawiera zapas ksenonu i kontroluje jego przepływ do silników. Gaz jest zgromadzony w zbiorniku pod wysokim ciśnieniem (19.6 MPa). Jest on wykonany z plastiku wzmocnionego włóknem węglowym (Caron Fiber Reiforced Plaric - CFRP) ALT764J. Ma on masę 1.00 kg i objętość 2.0 litra. Normalne ciśnienie na wyjściu wynosi 7.75 MPa przy temperaturze 30°C. Regulacja ciśnienia w systemie jest dwustopniowa co pozwala na obsługę napędu jonowego i gazowego przy dwóch różnych tempach przepływu gazu. Po wyjściu ze zbiornika zamykanego odpowiednim zaworem ciśnienie gazu jest monitorowane przez dedykowany sensor i zmniejszone do 0.30 MPa przez mechaniczny regulator ciśnienia. Za nim linia gazu rozdziela się na dwie gałęzie, obsługujące ITU i CTU. W układzie obsługującym ITU ciśnienie gazu jest zmniejszone do 30 kPa za pomocą zaworu solenoidowego. Proces ten jest kontrolowany przez kolejny sensor ciśnienia na zasadzie sprzężenia zwrotnego. Wydłużenie procesu obniżania ciśnienia umożliwia niewielki zbiornik gazu o małym ciśnieniu. Gaz wypływający z tego zbiornika przechodzi przez restryktor przepływu który dostarcza go do ITU. Tam przechodzi przez zawór silnika jonowego i ostatecznie jest zużywany w procesie jonizacji. W układzie obsługującym CTU gaz jest przesyłany do dwóch linii wyposażonych w osobne zawory odcinające. Każda z nich dostarcza gaz do 4 dalszych zaworów obsługujących poszczególne silniki. Linie gazu mają postać rurek o średnicy 1/16 cala. Są wykonane ze stali nierdzewnej. Mają długość 200 - 1 100 mm. Są przymocowane do paneli zewnętrznych i wewnętrznych sondy za pomocą nakładek, kleju i taśmy z kaptonu.
-
Układ napędu gazowego CTU obejmuje 8 prostych silników (Cold Gas Thruster 1 - 8 - CT-1 - 8 ) wraz z odpowiednimi zaworami. Każdy silnik jest wykonany z aluminium. Ma masę mniejszą od 10 gramów. Składa się ze stożkowatej dyszy i portu wtrysku gazu. Zestaw obejmujący silnik, zawór i łączącą je rurkę wykonaną ze stali nierdzewnej ma masę około 25 g. Działanie silnika jest kontrolowane poprzez zakumkanie i otwieranie jego zaworu. Ciąg pojedynczego silnika wynosi optymalnie 25 mN a impuls właściwy - 24 s. Silniki są podzielone na dwie grupy obsługiwane za pomocą dwóch osobnych zaworów odcinających. Pozwala to na skompensowanie awarii układu otwierającego zawory poszczególnych silników. Wszystkie zawory (łącznie 12) są umieszczone na pojedynczej płycie montażowej. Silniki są umieszczone na panelach zewnętrznych sondy. Ciąg generowany przez silnik (Tc) można wyrazić za pomocą równania Tc = A * p.cps * pierwiastek(Tcst), gdzie p.csp jest ciśnieniem przed zaworami odcinającymi, Tcst jest temperaturą gazu, A jest współczynnikiem uwzględniającym rozprężenie gazu w dyszy i zmniejszenie ciśnienia powodowane przez zawory i rury. W czasie testów ciśnienie pcsp wynosiło 0.212 MPa, temperatura Tcsp - 294.4 K a ciąg Tc - 21.3 mN. Tempo przepływu gazu wynosiło 88.4 mg/s, impuls właściwy - 24.5 s a A = Tc / (p.csp * pierwiastek(Tcst)) = 5.85 nN Pa^-1 * K^-1/2.
-
Jednostka przetwarzania zasilania PPU obsługuje napęd jonowy. Obejmuje zasilacz wysokiego napięcia (High Voltage Power Supply - HVPS) wytwarzający napięcie pozwalające na przyspieszanie jonów i wytwarzanie ciągu oraz źródło mikrofal (Microwave Power Source - MPS) pozwalające na wytwarzanie plazmy. W skład HVPS wchodzą trzy zasilacze DC (blok DC) obsługujące silnik jonowy: zasilacz ekranowy (Screen Power Supply - SPS) dla źródła wiązki jonów, zasilacz akceleratora (Accelerator Power Supply - APS) dla siatek przyspieszających, oraz zasilacz neutralizatora (Neutralizer Power Supply - NPS). Wszystkie one pracują przy niestabilnym napięciu 28 V (typowo 24 - 32 V). Woltaż wyjściowy SPS wynosi 1.5 kV a maksymalny ładunek - 7.0 mA. Woltaż wyjściowy APS wynosi -200 V a typowy ładunek jest mniejszy od 50 μA. Woltaż wyjściowy NPS (tzw. woltaż kontaktowy) może być zmieniany w zakresie od 0 do -100 V w zależności od wymaganego ładunku i stanu plazmy w silniku. Typowo wynosi on od -10 do -40 V. Efektywność konwersji energii przez HVPS wynosi około 50%. Zależy od ładunku na wyjściu. Jest sumą mocy wyjściowych wszystkich trzech wchodzących w jego skład zasilaczy podzielonej przez moc niestabilnego prądu wejściowego 28 V. Źródło mikrofal MPS obejmuje oscylator wytwarzający mikrofale o częstotliwości 4.25 GHz, wzmacniacze oparte na tranzystorach opartych na azotku galu (GaN Field-Effect Transistor - GaN-FET), rozdzielacz i izolatory. Jest wyposażony w dwa wyjścia fal mikrofalowych o mocy 1.4 W każde. Obsługują one oddzielnie źródło wiązki jonów i neutralizator silnika jonowego. Izolatory zapobiegające zakłóceniom powodowanym przez przypadkowo odbite fale umieszczono za rozdzielaczem kierującym fale do obu wyjść, na obu ścieżkach. Wzmacniacze GaN-FET pozwalają na osiągnięcie wysokiej wydajności konwersji energii. Podczas transmisji mikrofal do silnika następuje utrata mocy mikrofal o około 7%, spowodowana przez zainstalowane na ich drodze półsztywne kable i blok DC. Do źródła wiązki jonów i neutralizatora są więc dostarczane mikrofale o mocy 1.3 W.
Jednostka napędu jonowego ITU obejmuje pojedynczy silnik jonowy o ciągu 300 μN i impulsie właściwym 1000 s. Pozwala on na osiągnięcie zmiany szybkości na poziomie 95 m/s w okresie pół roku, przy zużyciu 0.47 kg ksenonu. Wystarcza to do wykonania asysty grawitacyjnej koło Ziemi. Komponenty ITU znajdują się na pojedynczej płycie montażowej. W jego skład wchodzą następują elementy: źródło wiązki jonów, neutralizator, zawór silnika, dystrybutor gazu, izolator gazu, oraz system elektryczny. Źródło wiązki jonów i neutralizator są wyposażone w źródła plazmy wytwarzanej na drodze rezonansu cyklotronowego (Electron Cyclotron Resonance - ECR). Plazma jest wytwarzana w nich przy użyciu fal mikrofalowych. Oba elementy charakteryzują się prawie identyczną konstrukcją źródeł jonizacji. Oba wymagają fal mikrofalowych o tej samej mocy, typowo 1.0 W. W źródle wiązki jonów zastosowano dwie siatki przyspieszające plazmę (akcelerator). Następnie wyrzucona plazma jest neutralizowana poprzez bombardowanie elektronami dostarczanymi przez neutralizator. Dzięki temu silnik emituje gaz neutralny, co zapobiega gromadzeniu się ładunku elektrycznego na powierzchni sondy. Neutralizator posiada cztery otwory wylotowe przez które do wiązki jonów wprowadzane są elektrony. W systemie elektrycznym ITU wykorzystywane jest napięcie generowane przez trzy zasilacze wchodzące w skład PPU - SPS, APS i NPS. NPS dostarcza wolarza ujemnego do neutralizatora, co pozwala na emisję elektronów. Woltaż jest kontrolowany tak, że napięcie NPS jest równe napięciu SPS. Użycie tego zasilacza nie jest konieczne gdy spadek potencjału na powierzchni satelity jest wystarczający do emisji elektronów przez neutralizator. Jego zastosowanie jednak pozwala na monitorowanie stanu neutralizatora. Ciąg generowany przez ITU, Ti jest wyrażany równaniem Ti = γT * Ib * pierwiastek(2M * Vb / e), gdzie γT jest współczynnikiem ciągu (0.90), Ib jest ładunkiem w źródle wiązki jonów (różnicą między ładunkami dostarczanymi przez SPS i APS), M - masą jonu, Vb - napięciem w wiązce równym napięciu SPS, a e - ładunkiem elementarnym.
-
Kontroler napędu ICU jest jedynym elektronicznym interfejsem z komputerem pokładowym sondy. I-COUPS otrzymuje komendy zamknięcia i otwarcia zaworów, otwarcia i zamknięcia zaworu solenoidowego w celu uregulowania ciśnienia w zbiorniku gazu o niskim ciśnieniu oraz włączenia lub wyłączenia zasilacza wysokiego napięcia i zasilacza systemu mikrofalowego silnika jonowego. ICU odbiera też sygnały analogowe dotyczące stanu wszystkich komponentów I-COUPS, poddaje je konwersji analogowo - cyfrowej i przesyła do komputera sondy.
-
System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and Orbit Control System - AOCS) obejmuje następujące sensory nawigacyjne: żyroskop wykorzystujący włókna optyczne (Fiber Optic Gyro - FOG); szperacz gwiazd (Star Tracker - STT), oraz sensor Słońca (Non-spin Sun Aspect Sensor - NSAS). Ponadto podczas przelotu koło planetoidy do jej śledzenia optycznego wykorzystywany jest osobny teleskop optyczny (PROCYON Telescope). Systemami wykonawczymi ACS są cztery koła reakcyjne (Reaction Wheel - RW). Usuwanie nadmiaru pędu z kół reakcyjnych umożliwiają silniki systemu napędowego. Pojazd jest stabilizowany trójosiowo.
Żyroskop FOG pozwala na pomiary przyspieszenia kątowego sondy w trzech osiach podczas manewrów korekt trajektorii za pomocą silników gazowych. Ponadto jest wykorzystywany do określania jej orientacji przestrzennej w czasie usuwania nadmiaru pędu z kół kreacyjnych, w czasie gdy szperacz gwiazd nie rozpozna jeszcze pól gwiazd.
Szperacz gwiazd STT dostarcza podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Składa się z 2 głowic oraz jednostki elektroniki. Głowice umieszczono na panelach wewnętrznych konstrukcji mechanicznej sondy, z jednostkami optycznymi wystającymi przez otwory w panelach zewnętrznych +X i -X. Są to kamery elektroniczne uzyskujące obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu jest obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym.
5 sensorów Słońca NSAS umieszczono na panelach +Z, -X, +X, -Y i +X. Służą do zorientowania pojazdu na Słońce po stracie. Ponadto mogą być wykorzystywane w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce, dzięki czemu jej panele słoneczne pozostają stale oświetlone.
Koła reakcyjne RW umożliwiają trójosiową kontrolę orientacji przestrzennej sondy w normalnym trybie pracy. Pojazd posiada cztery takie jednostki, z których jedna jest zapasowa. Nadmiar momentu pędu jest usuwany poprzez uruchamianie silników gazowych miniaturowego systemu napędowego sondy.
Teleskop używany w czasie przelotu koło planetoidy znajduje się w wycięciu paneli zewnętrznych sondy, od strony -Z/+Y. W jego skład wchodzi głowica oraz jednostka obróbki obrazów. Głowica obejmuje zwierciadło kierujące (Mirror - MIR), teleskop (Telescope - TELE) oraz kamerę (Camera - CAM). Elementy te znajdują się w dwuczęściowej cylindrycznej obudowie z położonym bocznie otworem wejściowym. Sekcja obudowy zawierająca zwierciadło kierujące jest obracana wokół swojej osi za pomocą odpowiedniego mechanizmu, co pozwala na utrzymywanie planetoidy w linii widzenia w czasie przelotu i jej śledzenie przed i po największym zbliżeniu bez zmian orientacji przestrzennej sondy. Światło jest odbijane przez zwierciadło kierujące do teleskopu soczewkowego o średnicy 50 mm i długości ogniskowej 150 mm. Znajduje się on w cylindrycznym tubusie. Kieruje on światło do kamery. Obejmuje ona detektor CCD umieszczony w płaszczyźnie ogniskowej oraz elektronikę przetwarzania informacji. Dane z detektora są przesyłane do jednostki obróbki obrazów komunikującej się z komputerem pokładowym sondy. Pokładowa analiza obrazu umożliwiała stałe śledzenie planetoidy w trakcie przelotu.
-
System komend i zarządzania danymi jest oparty na pojedynczym komputerze pokładowym (On-Board Computer - OBC). Jego komponenty są podwojone. Zarządza on pracą PCU i PDU, systemu napędowego i teleskopu. Odbiera również dane z sensorów nawigacyjnych, teleskopu i instrumentu LAICA jak również zbiera informacje inżynieryjne. Po sformatowaniu wysyła dane przez system komunikacyjny. Ponadto wykonuje komendy przyjmowane z Ziemi.
-
System komunikacyjny obejmuje transponder pasma X (X-band Transponder - XTRP), półprzewodnikowy wzmacniacz sygnału (X-band Solid State Power Amplifier - XSSPA) oparty na azotu galu (GaN); generator tonu VLBI (VLBI Tone Generator for X-band - VLBITX); dwa filtry dla pasma X (X-band Band Pass Filters - XTXBPF i XRXBPF), diplekser pasma X (X-band Diplexer - XDIP), 5 przełączników dla pasma X (X-band Switch 1, 2, 3, 4, 5 - XSW-1, 2, 3, 4, 5); 4 anteny niskiego zysku (X-band Low Gain Antenna 1, 2, 3, 4 - XLGA-1, 2, 3, 4); antenę średniego zysku (X-band Medium Gain Antenna - XMGA), oraz antenę wysokiego zysku (X-band Hight Gain Antenna - XHGA). Elementy XTRP i XSSPA zostały opracowane specjalnie na potrzeby misji. Pozostałe komponenty są dostępne komercyjnie (Commercial Off The Shelf - COTS). Cały system charakteryzuje się bardzo dużą miniaturyzacją. Moc wyjściowa sygnału w łączu sonda - Ziemia wynosi 15 W, jest osiąga dzięki zastosowaniu wysokowydajnego wzmacniacza XSSPA. Łączność jest możliwa z użyciem anteny o średnicy 64 m w Usudzie w prefekturze Nagano, anteny o średnicy 34 m w Centrum Kosmicznym Uchinoura (Uchinoura Space Center) w miejscowości Kimotsuki w prefekturze Kagoshima oraz stacji DSN. W łączu Ziemia - sonda używana jest częstotliwość 7.1 GHz, a w łączu sonda - Ziemia - 8.4 GHz. Szybkość przesyłu komend może być zmieniana pomiędzy 15.625, 125 i 1000 bps. Szybkość transmisji danych mieści się w zakresie od 8 bps do 32 kbps. Łączność jest możliwa do odległości około 2 AU.
Anteny XLGA służą do transmisji danych inżynieryjnych i odbierania komend z Ziemi z niskimi szybkościami, głównie we wcześniej fazie misji. Dwie z nich (XLGA-1- i 2) umożliwiają komunikację w łączu sonda - Ziemia, a dwie dalsze (XLGA-3 i 4) - w łączu Ziemia - sonda. XLGA-1 i XLGA-3 znajdują się na panelu +Z, a XLGA-2 i 4 - na panelu -Z. Tym samym anteny te umożliwiają łączność w obu kierunkach przy wszystkich orientacjach przestrzennych sondy. Sygnał odbierany przez XLGA-1 i 2 przechodzi do przełącznika XSW-1. Następnie jest kierowany do filtra XTXBF. Po przejściu przez filtr trafia do wzmacniacza XSSPA i za pośrednictwem łącznika XHYB trafia do transpondera XTRP który demoduluje sygnał, obrania go a następnie przesyła dane do komputera pokładowego. Dane przeznaczone do wysłania za pomocą anten XLGA-3 i 4 są wysyłane z komputera pokładowego do transpondera XTRP. Po modulacji sygnał jest przesyłany do łącznika XSW-4 i dalej do filtra XRXBF. Po przejściu przez filtr trafia do przełącznika XSW-3, który kieruje go do odpowiednich anten.
Antena XMGA służy do łączności w obu kierunkach w większych odległościach od Ziemi oraz do przesyłania danych z instrumentu LAICA w początkowym etapie misji. Znajduje się na panelu -X. Jest płaska.
Antena XHGA służy do łączności w obu kierunkach z wysoką szybkością głównie podczas przelotu koło planetoidy. Umożliwia szybkie przesyłanie zdjęć planetoidy uzyskiwanych za pomocą teleskopu sondy. Jest umieszczona na środku panelu +X. Również jest płaska.
Zawierający dane sygnał przeznaczony do wysłania za pośrednictwem XLGA lub XHGA jest przesyłany przez transponder XTRP do przełącznika XSW-4. Następnie jest kierowany przez niego do dipleskera XDIP. Potem przechodzi przez przełącznik XSW-5 który wysyła go do odpowiedniej anteny. Sygnał w łączy Ziemia - sonda przechodzi przez tą samą ścieżkę. Ponadto anteny te służą do pomiarów nawigacyjnych za pomocą jednościeiżkowego śledzenia dopplerowskiego (Delta Differential One-way Ranging - DDOR) umożliwiających precyzyjne wyznaczenie parametrów orbity pojazdu. Sygnał nawigacyjny jest generowany przez VLBITX. Następnie przechodzi przez łącznik XHYB i trafia do wzmacniacza XSSPA. Po wzmocnieniu trafia do przełącznika XSW-2, który kieruje go do dipleksera XDIP. W dalszej kolejności trafia do przełącznika XSW-5, który kieruje go do odpowiedniej anteny.
-
Kontrolę temperatury wewnętrznej umożliwia wielowarstwowa izolacja termiczna oraz zestaw grzejników elektrycznych.
-
WYPOSAŻENIE
Wyposażenie naukowe sondy PROCYON stanowi pojedynczy instrument - kamera obrazująca emisję wodoru w zakresie linii Lyman-alfa (Hydrogen Lyman Alpha Imaging Camera - LAICA). Umożliwia ona wykonanie obrazowania geokorony Ziemi z orbity okołosłonecznej w okresie przebywania sondy w jej okolicach po stracie. Tym samym pozwala na wykonanie globalnych obserwacji geokorony niemożliwych do uzyskania za pomocą satelitów okołoziemskich. Jej podstawowym celem naukowym jest zbadanie globalnego rozkładu geokorony na dużych wysokościach i określenie jej odpowiedzi na burze geomagnetyczne. Tak więc uzyskane dane przyczynią się do badań nad procesami utraty atmosfery Ziemi. Obrazowanie geokorony na wysokościach większych od 8 promieni Ziemi po 7 - 14 dniach od startu pozwoli na skwantyfikowanie procesów ucieczki gazu atmosferycznego na skutek wymiany ładunku i fotojonizacji. Obserwacje rozkładu przestrzennego geokorony w większych odległościach, w okresie od 10 dni do 3 miesięcy od startu umożliwi skwantyfikowanie procesów dostarczających atomowy wodór do egzosfery zachodzących na skutek aktywności geomagnetycznej, co również będzie miało duże znaczenie w badaniach utraty gazu.
Geokorona jest górną częścią atmosfery Ziemi, złożoną głównie z atomowego wodoru oraz z helu. Atomy te rozpraszają rezonacyjnie słoneczne promieniowanie ultrafioletowe powodując powstanie poświaty najjaśniejszej w linii wodoru Lyman-alfa (121.567 nm), przy czym intensywność emisji jest porównywalna z emisją gazu międzygwiazdowego. Na bazie wcześniejszych obserwacji oszacowano, że geokorona rozciąga się do odległości około 20 promieni Ziemi. W jej skład wchodzą trzy główne populacje cząstek: balistyczne, uciekające i satelitarne. Najmniejszą wysokością na której cząstki nie zderzają się ze sobą jest egzobaza (400 - 800 km). Na trajektoriach balistycznych cząstki opuszczają egzobazę, ale nie uzyskują szybkości ucieczki i wracają do niej. Są one najpospolitsze na niskich wysokościach. Niektóre z nich mogą jednak zostać przyspieszone i wejść na trajektorie ucieczkowe. Występują one na wszystkich wysokościach i stają się szczególnie pospolite na wysokościach dużych. Cząstki satelitarne są rozproszone na orbitach przebiegających na wysokościach niskich. Rozkład przestrzenny geokorony wykazuje asymetrię pomiędzy półkulą dzienną i nocną, pomiędzy obszarem oświetlonym w czasie wschodu i zachodu Słońca oraz pomiędzy północą i południem. Podczas kilku burz geomagnetycznych zaobserwowano wzrost totalnej ilości atomów wodoru z 6% do 17% w sferycznej warstwie rozciągającej się w odległości 3 - 8 promieni Ziemi. Zależności pomiędzy aktywnością geomagnetyczną a gekoroną są jednak nadal nieznane. Dotychczasowe obserwacje były wykonywane głównie za pomocą satelitów okołoziemskich. Pozwoliły one na uzyskanie danych na temat jej stanu na niskich wysokościach, do 8 promieni Ziemi. Jednak badania geokorony na dużych wysokościach wymagają obserwacji globalnych. Do tej pory były one wykonywane tylko w czasie misji Mariner 5 (wystrzelony 14 czerwca 1967 r i użytkowany do listopada 1967 r), Nozomi (wystrzelona 4 lipca 1998 r i użytkowana do 9 grudnia 2003 r) i Apollo 16 (start 16 kwietnia 1972 r, lądowanie na Księżycu 21 kwietnia, powrót na Ziemię 27 kwietnia 1972 r). Jak do tej pory jedyne globalne obrazy geokorony uzyskano za pomocą kamery UV umieszczonej na powierzchni Księżyca w czasie misji Apollo 16. Jej pole widzenia obejmowało jednak tylko obszar rozciągający się do 10 promieni Ziemi wokół jej tarczy, tak więc cała geokorona nie została zobrazowana. LAICA pozwala natomiast na wykonanie przydatnych obserwacji geokorony w obszarze do około 25 promieni Ziemi. Obserwacje te charakteryzują się ponadto wyższą rozdzielczością czasową niż pomiary uzyskiwane z satelitów okołoziemskich (12 godzin), rzędu 1 - 2 godzin.
Instrument LAICA stanowi pojedynczą jednostkę zainstalowaną na panelu wewnętrznym sondy PROCYON za pomocą 6 punktów mocowania. Ma wymiary 300 x 160 x 130 mm. Jego otwór wejściowy wystaje przez wycięcie w panelu bocznym bocznym +Y. W skład urządzenia wchodzi układ optyczny, system detektora oraz jednostka elektroniki. Ma ono masę 2.14 kg. Pobór mocy wynosi maksymalnie 5 W.
-
Układ optyczny mieści się w cylindrycznym tubusie o długości 118 mm i średnicy 80 mm. Jest to teleskop Casegraina o ogniskowej długości 400 mm. Pole widzenia ma średnicę 3 stopni. Zwierciadła główne i wtórne są sferyczne. W otworze wejściowym znajduje się filtr ograniczający zakres spektralny przyjmowanego światła. Jest on osadzony na płycie aluminiowej. Po przejściu przez filtr światło pada na zwierciadło główne o promieniu efektywnym 71 mm, a następnie jest odbijane na zwierciadło wtórne o promieniu efektywnym 32 mm. Potem przechodzi przez otwór w centralnej części zwierciadła głównego i pada na detektor położony w płaszczyźnie ogniskowej.
-
Oba zwierciadła są wykonane z aluminium i pokryte warstwą odbijającą złożona z MgF2. Są one zamocowane do podstawowych płyt aluminiowych za pomocą szklanych podkładek i kleju. Mogą wytrzymać wibracje na poziomie 27 Grms, przeciążenia 1000 G i temperatury w zakresie od -20 do + 60C.
-
Wokół zwierciadła wtórnego oraz w otworze zwierciadła głównego znajdują się przegrody chroniące przed światłem rozproszonym. Nie istnieje żadna ścieżka bezpośrednio łącząca otwór wejściowy z detektorem, dzięki czemu poziom światła rozpłoszonego jest mniejszy od 1/100 intensywności emisji wodoru w przestrzeni międzygwiazdowej.
-
Zespół detektora jest oparty na płycie mikrokanałowej (Microchannel Plate - MPC). Mieści się on w walcowatej obudowie przymocowanej do tubusu teleskopu. Jest on identyczny z detektorem FUV (Far Ultravillet Detector) instrumentu PHEBUS (Probing of Hermean Exosphere by Ultraviolet Spectroscopy) orbitera MPO (Mercury Planetary Orbiter) misji BepiColombo. System ten obejmuje okno wejściowe, układ MCP, anodę czułą na pozycję, elektronikę oraz moduł dostarczający wysokie napięcie. Układ MCP jest umieszczony w komorze próżniowej utworzonej przez ceramiczną obudowę oraz okno wejściowe. Na tylnej stronie okna wejściowego znajduje się warstwa CsTe stanowiąca fotokatodę. Charakteryzuje się wysoka wydajnością w zakresie FUV. Do powielania elektronów używany jest 5-stopniowy układ MCP. Każdy element MCP ma kształt kolisty. Przednie dwa elementy MCP (stos V) i trzy tylne MCP (stos Z) bezpośrednio stykają się ze sobą tworząc wspólny układ. Za MCP znajduje się układ kodera anody opornikowej (Resistive Anode Encoder- RAE) określający pozycję iniekcji elektronów. Chmura elektronów za stosem Z zderza się z RAE i jest dzielona pomiędzy 4 elektrody. RAE ma wymiary 20 x 40 mm. Elektronika ucyfrawia pochodzący z niego sygnał do postaci obrazu o wymiarach 512 x 512 pikseli. Pojedynczy piksel ma szerokość 160 µm. Rozdzielczość kątowa wynosi 0.024 stopnia na piksel. Czułość wynosi 3.4 x 10^-3 cts/s/pix/R (zliczeń na sekundę na piksel na promień Ziemi). Sygnał z każdej elektrody jest wzmacniany przez dedykowany wzmacniacz. Następnie system kształtujący sygnał wzmacnia go ponownie i klasyfikuje jako odczyt przekraczający próg detekcji. W dalszej kolejności wysyła go do elektroniki instrumentu.
Jednostka elektroniki instrumentu znajduje się w prostopadłościennej obudowie umieszczonej za obudową detektora. Obrania ona dane z detektora i przesyła je do komputera pokładowego sondy. Ponadto odbiera i wykonuje komendy oraz monitoruje stan poszczególnych komponentów urządzenia. Przetwarza też zasilanie otrzymywane z sieci elektrycznej sondy, w tym dostarcza wysokiego napięcia na detektor MCP.
Instrument LAICA został opracowany przez Uniwersytet Rikkyo (Rikkyo University) w Tokio. Koszty instrumentu wyniosły 22 mln jenów.
-
CEL PRZELOTU
W czasie startu planetoida mogąca być celem przelotu nie została wybrana z uwagi na niepewności w parametrach orbity okołosłonecznej sondy, zależnych głównie od daty rozpoczęcia misji. Poszukiwania celu prowadzono w oparciu o bazie planetoid Międzynarodowej Unii Astronomicznej z uwzględnieniem dwóch scenariuszów misji - sytuacji nominalnej z przelotem koło Ziemi oraz sytuacji w której warunki startu uniemożliwiały uzyskanie zmiany szybkości pozwalającej na wykonanie przelotu koło Ziemi. Wstępne założenia misji przewidywały wykonanie ponownego przelotu koło Ziemi po spotkaniu z planetoidą i wykonanie dodatkowego przelotu koło innego celu NEO. Mówiono również o maysmalnie trzech przelotach tego typu.
Wstępnie rozważanymi celami były 2000 DP107, 2010 LJ14 i 2002 AJ29. Po starcie jako cel wybrano planetoidę 2000 DP107 (18585). Wykonanie przelotu koło tego obiektu uniemożliwiało powrót w okolice Ziemi, przez co odwiedziny kolejnej planetoidy nie były możliwe.
Planetoida 2000 DP107 została odkryta 29 października 2000 r podczas przeglądu LINEAR (Lincoln Near-Earth Asteroid Research) prowadzonego przez siły powietrze USA, NASA i Laboratorium Lincolna (Lincoln Laboratory) wchodzące w skład Politechniki Stanu Massachusetts (Massachusetts Institute of Technology - MIT). Służył do tego teleskop na poligonie White Sands (White Sands Missile Range - WSMR) w pobliżu miejscowości Socorro w Nowym Meksyku. Jej orbita charakteryzuje się peryhelium w odległości 1.37 AU, mimośrodem 0.38 i inklinacją 8.66 stopnia. Obserwacje radarowe wykonane w Goldstone 28 i 29 września 2000 r wykazały, że jest to układ dwóch obiektów o wielkości ponad 800 i 300 metrów. Była to pierwsza planetoida podwójna odkryta dzięki obserwacjom radarowym. Zostało to potwierdzone dalszymi obserwacjami w Arecibo wykonanymi w okresie od 30 września do 7 października 2000. Odległość pomiędzy składnikami została oszacowana na 2.6 km. Obserwacje fotometryczne wykonane w okresie od 25 września do 4 października wykazały, że jasność tego obiektu zmieniała w okresie 0.11564 +/-0.00001 dnia z amplitudą 0.19 magnitudo. Okres obiegu oszacowany na bazie obserwacji fotometrycznych zasłonięć i zakryć obiektów w układzie podwójnym wynosi 1.76 +/- 0. 02 dnia. Spektrom planetoidy jest płaskie i prawie pozbawione charakterystycznych cech. Według analiz części obserwacji fotometrycznych planetoida została zakwalifikowana do typu C, a według innych do typu X. Pokazuje to że fotometria szerokopasmowa nie pozwala na pewne rozróżnienie tych dwóch typów.
-
Obserwacje o wysokiej rozdzielczości wykonane we wrześniu 2008 r pozwoliły na uzyskanie modeli kształtu obu składników. Model składnika głównego uzyskany z rozdzielczością 57 metrów pokazał, że ma on wymiary 990 x 940 x 960 m +/-5% wzdłuż głównych osi (X, Y, Z) a jego objętość (0.337 +/-15% kilometra sześciennego) odpowiada sterze o średnicy 860 +/-5% m. Całkowita powierzchnia ma wielkość 2.481 +/-10% kilometrów kwadratowych. Gęstość została oszacowana na 1.7 g/cm^3, co sugeruje że planetoida ma strukturę konglomeratu rumoszu. Okres rotacji jest krótki, wynosi 2.8 godziny. Z powodu szybkiej rotacji posiada on wyraźne wybrzuszenie na równiku i wąskie końce na biegunach. Prawdopodobnie szybki obrót powodował utratę materii, z której uformował się składnik mniejszy.
Model kształtu składnika mniejszego uzyskano z rozdzielczością 52 metrów. Ma on sylwetkę lekko trójkątną przy patrzeniu od strony biegunów. Jego wymiary wynoszą 379 x 334 x 270 m +/-6% wzdłuż głównych osi, a jego objętość (0.017 +/-18% kilometra sześciennego) odpowiada sterze o średnicy 0.316 +/-6% km. Całkowita powierzchnia ma wielkość 0.329 +/-13% kilometra kwadratowego. Okres rotacji wynosi 1.77 +/-0.02 godziny.
-
HISTORIA MISJI
Prace projektowe nad misją PROCYON rozpoczęły się we wrześniu 2013 r. Prace nad instrumentem LAICA zainicjowano w październiku. W listopadzie zakończono projektowanie i testy struktury mechanicznej instrumentu a grudniu przeprowadzono testy wibracyjne. W okresie od grudnia 2013 r do lipca 2014 r zbudowano model inżynieryjny sondy (Engynieering Model - EM) oraz strukturalno - termalny sondy (Structural and Thermal Model - STM) i przeprowadzono odpowiednie testy termiczne i wibracyjne z ich użyciem. W tym okresie wytworzono również komponenty modelu lotnego (Flight Model - FM). Równolegle trwały dalsze prace nad instrumentem LAICA. W styczniu 2014 r potwierdzono jego ostatecznie parametry i rozpoczęto wytwarzanie zwierciadła głównego. W lutym wykonano testy termiczne mocowań zwierciadła za pomocą kleju. W marcu zakończono prace nad zwierciadłem i wykonano jego testy optyczne. Ponadto pzreprowadzono testy zespołu detektora. W kwietniu zawieradło główne zostało przyklejone do struktury podpierającej. W maju zakończono prace nad tubusem teleskopu, przeprowadzono testy optyczne, wykonano testy wibracyjne i szokowe na modelu inżynieryjnym, oraz testy wpływu temperatury na właściwości optyczne. Następnie model lotny instrumentu został zintegrowany. W lipcu gotowy instrument został poddany testom wibracyjnym i testom termicznym w komorze próżniowej. Następnie został on zamontowany na sondzie. W okresie od lipca do października 2014 r model lotny sondy został ostatecznie zmontowany i poddany testom weryfikującym działanie napędu jonowego i systemu elektrycznego, zachowanie przy zmieniających się warunkach termicznych w próżni, odporność na wibracje i wstrząs podczas oddzielani od rakiety nośnej. Na początku listopada sonda została dostarczona na kosmodrom w Tanegashimie Następnie została przyłączona do górnego stopnia rakiety H2A z sondą Hayabusa 2.
-
PRZEBIEG MISJI
Sonda PROCYON wystartowała jako ładunek dodatkowy wraz z sondą Hayabusa 2. Innymi ładunkami dodatkowymi były: 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 obył się dnia 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 całkowity 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.
Start nastąpił 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 - ładunki dodatkowe 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 Hayabusa 2. Odłączyła się ona 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. PROCYON był ostatnim uwolnionym ładunkiem. Jego odłączenie nastąpiło po 2 gadzinach, 2 minutach i 21 sekundach od startu. Start zakończył się pełnym sukcesem. Był to jeden z najbardziej skomplikowanych startów z użyciem rakiety H2A. Po starcie PROCYON znalazł się na orbicie okołosłonecznej synchronicznej z orbitą Ziemi. Następnie z powodzeniem rozłożył panele słoneczne i o godzinie 11:51 UTC nawiązał łączność z Ziemią.
-
Po testach działania systemów sondy rozpoczęto wykonywanie programu szczegółowych testów inżynieryjnych oraz obserwacji geokorony Ziemi. Pierwsze obserwacje zostały rozpoczęte tydzień po starcie i trwały przez okres 2 tygodni. W tym czasie obrazu obejmowały geokoronę w odległości do 0.4 promienia Ziemi. Następnie były kontynuowane przesz 3 miesiące co pozwoliło na uzyskanie obrazów obejmujących obszar w odległości 25 - 300 promieni Ziemi. Ta faza misji trwała 5 miesięcy. Zakończyła się pełnym sukcesem. W jej trakcie uzyskano zaplanowane obrazy Ziemi oraz przetestowano wszystkie komponenty sondy. Napęd jonowy pracował przez 223 godziny i osiągnął ciąg 366 μN, większy od zakładanych 300 μN. W tym okresie wybrano również cel przelotu - planetoidę 2000 DP107.
-
Dalszy plan misji pozwalający na wykonanie przelotu koło 2000 DP107 zakładał wykorzystanie trajektorii typu EDVEGA (Electric Delta-V Earth Gravity Assist). Sonda miała wykonać manewr zmiany kształtu orbity (Deep Space Maneuver - DSM) za pomocą napędu jonowego. Miał on umożliwić wykonanie manewru wsparcia grawitacyjnego podczas przelotu koło Ziemi, nominalnie 3 grudnia 2015 r. Wymagało to osiągnięcia zmiany szybkości na poziomie 4.57 km/s. W trakcie przelotu nie planowano uzyskania zmiany wartości wektora szybkości a zmianę jego kierunku, co miało nakierować trajektorię na planetoidę. Odpowiednie zmodyfikowanie parametrów przelotu koło Ziemi miało umożliwić wybór jednego z kilku możliwych celów.
-
Przelot koło planetoidy 2000 DP107 miał nastąpić 12 maja 2016 r. Plan przelotu mówił o zbliżeniu na dystans około 30 - 50 km z szybkością 10 km. Faza przelotu, w trakcie której do nawigacji miały służyć głownie obserwacje optyczne miała trwać około 4.5 dnia (nominalnie 4.36 dnia). Parametry przelotu miały zostać ustalone na podstawie obrazów nawigacyjnych z teleskopu sondy. Jego zopytymalizowanie miał umożliwić szybki manewr korekty trajektorii wykonany za pomocą silników gazowych.
-
W połowie marca 2015 napęd jonowy przestał działać z powodu spięcia w obrębie silnika. Było ono spowodowane najprawdopodobniej przez odłamek metalu który dostał się pomiędzy siatki przyspieszające jony. W celu rozwiązania problemu podjęto takie działania jak obracanie sondy w celu wyrzucenia odłamka. Ponadto silnik jonowy był nagrzewany poprzez zwrócenie na Słońce a następnie szybko oziębiany poprzez odwrócenie od niego, co również miało pomóc w usunięciu odłamka. Ponadto do siatek przykładano wysokie napięcie w celu nagrzania i odparowania zanieczyszczenia. Działania te nie przyniosły jednak pozytywnych rezultatów. Czas na uruchomienie napędu minął pod koniec kwietnia. W związku z tym przelot koło planetoidy nie był możliwy. Sonda została więc przeznaczona do dalszych testów inżynieryjnych oraz do wykonania dalszych obserwacji geokorony Ziemi podczas powrotu w jej okolice pod koniec 2015 r. Wtedy sonda będzie mogła wykonywać obserwacje przez okres około 3 miesięcy. Obrazy obejmą region geokorony do odległości mniejszej od 2.4 promieni Ziemi.