Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Sierpnia 31, 2010, 23:07
-
WPROWADZENIE
Hayabusa (Mu Space Engineering Spacecraft C - MUSES-C) była piątą w historii (po Sakigake, Suisei, Hiten i Nozomi) japońską (ISAS / JAXA) sondą kosmiczną. Podstawowym celem misji była weryfikacja czterech nowych technologii: japońskiego silnika jonowego o długim czasie pracy; systemu nawigacji autonomicznej w pobliżu planetoidy; metody uzyskiwania próbek z małych ciał Układu Słonecznego; oraz metody dostarczenia niewielkich próbek na Ziemię. Celem misji byłą planetoida 25413 Itokawa. Ponadto sonda pozwalała na wykonanie programu naukowego, obejmującego zarówno obserwacje teledetekcyjne jak i badania próbek. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczało się: globalne scharakteryzowanie planetoidy o wielkości zaledwie kilkuset metrów (określenie kształtu, topografii i cech rotacji); określenie geologii i geomorfologii powierzchni poprzez mapowanie fotograficzne, multispektralne i topograficzne, obserwacje polarymetryczne oraz pomiary składu mineralnego i pierwiastkowego; określenie budowy wnętrza małej planetoidy poprzez badania jej kształtu, masy, gęstości i analizy uzyskanych próbek; zbadanie historii planetoidy; a także określenie do jakiego typu meteorytów planetoida jest najbardziej podobna poprzez analizę próbek oraz pomiary spektrometryczne. Sonda wykonała też próbek umieszczenia na powierzchni planetoidy niewielkiego lądownika skaczącego MINERVA.
Nazwa misji została nadana po starcie i oznaczana z japońskiego "Sokół". Pierwotna nazwa Mu Space Engineering Spacecraft C oznaczała trzeci (C) statek kosmiczny przeznaczony do testów inżynieryjnych wystrzelony za pomocą rakiety nośnej serii M (Mu).
Całkowity koszt misji Haybausa wyniósł 12 mld jenów (około 100 mln dolarów).
-
KONSTRUKCJA
W skład misji Hayabusa wchodziła sonda główna z instrumentami naukowymi oraz 2 obiekty odłączane, pracujące w istocie jako samodzielne miniaturowe statki kosmiczne. Były to: kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC); oraz miniaturowy robot eksperymentalny do eksploracji powierzchni planetoidy (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid - MINERVA).
-
HAYABUSA
Sonda Hayabusa miała kształt prostopadłościanu. Zasadnicza konstrukcja sondy miała wymiary 1.5 x 1.5 x 1.05 metra. Masa własna wynosiła 415 kilogramów. Masa całkowita wynosiła 530 kilogramów (w tym 50 kilogramów paliwa dla silników chemicznych - czterotlenku azotu i hydrazyny, 65 kilogramów paliwa dla silników jonowych - ksenonu, oraz kapsuła powrotna o masie 25 kilogramów).
-
Konstrukcja mechaniczna sondy obejmowała panel dolny (w osi odchylenia -Z) o wymiarach 1.5 x 1.05 m, odpowiadający panel górny (w osi +Z), panel przedni (w osi przechylenia -X) i tylny (w osi +X) o wymiarach 1.05 x 1.5 m, dwa panele boczne (w osi pochylenia +Y i -Y) o wymiarach 1.5 x 1.5 m oraz dwa panele wewnętrzne równolegle do osi Z. Na panelu przednim znajdowała się kapsuła powrotna SRC, jeden szperacz gwiazd, spektrometr podczerwieni NIRS, szerokokątna kamewra nawigacyjna ONC-W2 oraz 6 silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu tylnym znajdowały się 4 silniki jonowe oraz 6 dalszych silników kontroli orientacji przestrzennej. Na panelu górnym umieszczono antenę wysokiego zysku HGA i położoną nad nią jedna z trzech anten niskiego zysku LGA, oraz antenę średniego zysku MGA. Na panelu dolnym, od strony osi -X umieszczono dalmierz laserowy LIDAR, szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W1 oraz teleskopowa kamera nawigacyjna ONC-T będąca też główną kamerą naukową, pojemniki z lądownikiem MINERVA i system do pobierania próbek SMP. W centrum tego panelu znajdował się pierścieniowy łącznik z górnym stopniem rakiety. W środku łącznika znajdowały się trzy znaczniki celu TM. Wokół łącznika umieszczono 4 jednostki sensora wiązek FBM. Od strony osi +X znajdował się natomiast spektrometr rentgenowski XRS i szerokokątna kamera nawigacyjna ONC-W. Ponadto na panelu dolnym znajdują się dwie dalsze anteny LGA oraz lampa FLASH oświetlająca znaczniki celu w czasie lądowań na planetoidzie. Na panelach bocznych -Y i +Y znajdowały się dwa symetryczne skrzydła paneli słonecznych. Na panelach wewnętrznych znajdowały się głównie zbiorniki paliwa i utleniacza chemicznego systemu napędowego, zbiorniki ksenonu używanego przez napęd jonowy oraz linie paliwa i gazu. Jednostki elektroniki były umieszczone głównie na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych.
-
Energii elektrycznej dostarczały dwa skrzydła fotoogniw słonecznych (Solar Array Paddle - SAP) ulokowane symetrycznie po bokach paneli bocznych -Y i +Y, na podwójnych wysięgnikach. System ten nie miał zdolności obracania się za Słońcem. W czasie startu był złożony na panelach bocznych. Każde skrzydło składało się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Całkowita powierzchnia paneli wynosiła 12 metrów kwadratowych a rozpiętość - 6 metrów. W odległości 1 AU od Słońca dostarczały one 700 W mocy. Ogniwa były wykonanie z arsenku galu. Wyprodukowana przez nie energia ładowała baterie niklowo - metaliczne (Ni - MH) o łącznej pojemności 15 A/h.
-
Jonowy system napędowy (Ion Egine System - IES) służył do uzyskiwania większych zmian szybkości w dużych okresach czasu, pozwalając na powolną zmianę kształtu orbity okołosłonecznej sondy. Obejmował 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 65 kg tego gazu w czasie startu. Każdy z silników składał się ze źródła jonów, dwóch elektrod przyspieszających, oraz neutralizatora. Do wytwarzania plazmy w źródle jonów zastosowano źródło mikrofal, co było jedną z nowych technologii testowanych podczas misji. W innych rodzajach silników jonowych jako źródła jonów używano ładunku elektrycznego, co zmniejszało ich żywotność. Jonizacja była dokonywana dzięki bombardowaniu jonów wiązką elektronów wytwarzaną na drodze rezonansu cyklotronowego. Jony były następnie przyspieszane do wysokich szybkości przez dwie elektrody w postaci siatek. Zostały one wykonane z kompozytu węglowo - węglowego. Dzięki temu były bardziej trwałe od konwencjonalnych elektrod wykonanych z molibdenu. Zasadnicze przyspieszenie było dokonywane między dwiema siatkami. Ładunek ujemny na siatkach zapobiegał 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 bombardował wiązkę jonów elektronami, wytwarzanymi przez to samo źródło mikrofal co użyte w źródle jonów. Pozwoliło to na zmniejszenie masy silników.
Silniki jonowe znajdowały się na elektromechanicznych układach pochylających pozwalających na zmianę orientacji wektora ciągu. Pozwalały one na pochylanie silników o +/- 5 stopni. Jednorazowo można było używać trzech silników. Wystarczyło to do wykonania całej misji. Czwarty silnik był zapasowy. Trzy silniki pozwalały na uzyskanie ciągu na poziomie 20 mN. Impuls właściwy wynosi 2980 s. Całkowita zmiana szybkości podczas misji była szacowana na 2 km/s. Łączy czas pracy silników w trakcie powrotu na Ziemię był zaplanowany na 14 000 godzin. Podczas testów naziemnych silniki tego typu pracowały 18 000 godzin. Z zastosowaniem nowych technologii okres funkcjonalności silników był około 3 razy większy od innych rodzajów silników jonowych.
-
Chemiczny system napędowy (Reaction Control System - RCS) służył 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 służył do szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej i szybkości podczas oblotów planetoidy, testów pobierania próbek oraz właściwego pozyskiwania próbek. Umożliwiał też utrzymanie pozycji bazowej w odległości 20 km od planetoidy. Służył ponadto do usuwania nadmiaru momentu pędu z kół reakcyjnych. Używał paliwa dwuskładnikowego. Obejmował zbiornik paliwa (hydrazyny momonetylowej), zbiornik utleniacza (czterotlenku azotu), 12 silników, orurowanie oraz elektronikę kontrolną. Zbiorniki paliwa i utleniacza znajdowały się na panelach wewnętrznych sondy. Masa paliwa i utleniacza wyniosła 50 kg. Silniki były rozmieszczone na panelu przednim (-X) i tylnym (+X) w licznie 6 sztuk na panel. Mieściły się w narożnikach każdego panelu oraz na środku jego dłuższych krawędzi. Pozwalały na wykonywanie manewrów o 6 stopniach swobody. Ciąg każdego silnika wynosił 22 N a impuls właściwy - 290 s. W czasie kontroli orientacji przestrzennej silniki pracowały w trybie impulsowym a podczas manewrów korek trajektorii - w trybie pracy ciągłej.
-
Sonda była stabilizowana trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and orbit Control System - AOCS) obejmował 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 wchodziły: dwa szperacze gwiazd (Star Tracker - STT), bezwładnościowa jednostka odniesienia (Inertial Reference Unit - IRU), trzy przyspieszeniomierze (Accelerometer - ACM), oraz trzy sensory Słońca o małej dokładności (Corase Sun Sensor - CSAS). Do sensorów nawigacyjnych używanych podczas zbliżania się do planetoidy oraz bliskich operacji przy planetoidzie zaliczały 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 było śledzenie optyczne odłączanego znacznika celu (Target Marker - TM) oświetlonego przez odpowiednią lampę (Flash Lamp - FLASH). Służyła do tego głównie kamera ONC-W1. Ponadto w czasie lądowań do pomiarów odległości do powierzchni i orientacji sondy względem niej używane były trzy sensory laserowe - wysokościomierz laserowy (Light Detector and Ranging - LIDAR), dalmierz laserowy (Laser Range Finder - LRF) i sensor wachlarza wiązek laserowych (Fan Beam Sensor - FBS). Kamera ONC-T była ponadto główną kamerą naukową. Kamery ONC-W1 i ONC-W2 również powalały na mapowanie planetoidy i badania jej kształtu. LIDAR był ponadto instrumentem naukowym umożliwiającym uzyskanie globalnych map topograficznych i modeli kształtu planetoidy.
Szperacz gwiazd STT znajdował się na panelu -X, w jego górnej części. Dostarczał podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Była to kamera elektroniczna uzyskująca obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu była obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym.
Bezwładnościowa jednostka odniesienia IRU zawierała żyroskopy. Pozwalałą na pomiary przyspieszeń kątowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.
Trzy przyspieszeniomierze ACM umożliwiały pomiary przyspieszeń liniowych podczas manewrów korekt trajektorii oraz podczas lądowań na planetoidzie.
Trzy sensory słońca CSAS były używane po po starcie. Ponadto były wykorzystywane w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce, dziki czemu jej panele słoneczne były stale oświetlone.
Kamery nawigacyjne ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 były używane podczas fazy zbliżania się do planetoidy. Pozwalały na jej fotografowanie na tle gwiazd, co umożliwiało wyliczenie jej pozycji względem sondy i zaplanowanie korekt trajektorii. Ponadto były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie bazowej pozycji względem planetoidy oraz podczas jej oblotów. W czasie uwalniania lądownika MINERVA kamera ONC-W1 pozwalała na jego sfotografowanie po odłączeniu, a kamera ONC-W2 - na jego obrazowanie podczas opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Pozwalało to na zrekonstruowanie trajektorii lądowania tego pojazdów. Na powierzchni lądownik miał zostać zlokalizowany dzięki zdjęciom z kamery ONC-T uzyskanym z odległości około 1 km.
W czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 była głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Na wysokości poniżej 17 metrów była używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Był on odłączony na wysokości 40 - 30 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a następnie opadał swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszała swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadał na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie został odłączony podczas próbnego lądowania). Na wysokości 17 metrów pojazd zajmował pozycję stacjonarną względem powierzchni i rozpoczynał wykonywanie pomiarów nawigacyjnych z użyciem TM znajdującego się już wtedy na powierzchni. Polegały one na fotografowaniu TM za pomocą ONC-W1. TM był oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Była ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwalało na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpoczynałą pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwalało na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można było wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta mogła być wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.
Dane ze wszystkich trzech kamer były obrabiane przez wspólną jednostkę elektroniki (Optical Navitaion Cameras Eletronics - ONC-E) pozywającą na uzyskanie informacji nawigacyjnych. Komunikowała się ona z elektroniką AOCP.
-
Znaczniki celu TM znajdowały się na panelu -Z sondy, w obrębie pierścienia łączącego z górnym stopniem rakiety. Były zamocowane za pomocą zwalnianych pierścieni. Miały kształt kul o średnicy 100 mm. Ich konstrukcja miała postać worka wypełnione granulatem. Powierzchnia była pokryta tkaniną o wysokiej odbijalności, dzięki czemu bardzo dobrze odbijała światło lampy FLASH. Tak więc znaczniki na obrazach z kamery ONC-W1 tworzyły jasne plamy. Sonda posiadała 3 znaczniki. Podczas pojedynczego lądowania wykorzystywany był tylko jeden z nich.
-
Wysokościomierz laserowy LIDAR pozwalał na pomiary odległości od powierzchni w zakresie od 50 km od 50 metrów. W dużej odległości od planetoidy dane te były używane do planowania manewrów. Podczas lądowań będą wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.
Dalmierz laserowy LRF znajdował się na panelu -Z w obrębie łącznika z górnym stopniem rakiety. Była to pojedyncza jednostka obejmująca pięć diod laserowych oraz pięć detektorów w postaci fotodiod. Cztery emitowane wiązki odbijały się od powierzchni planetoidy, a następnie były rejestrowane przez detektory. Pozwalało to na wyznaczenie odległości od powierzchni i tempa opadania. Ponadto wiązki były zorientowane pod kątem 30 stopni w stuku do kierunku pionowego (osi Z sondy), co pozwalało na określenie orientacji sondy względem lokalnego kierunku pionowego na planetoidzie na podstawie różnic odległości mierzonych za pomocą poszczególnych wiązek. Dzięki temu sonda mogła autonomicznie kontrolować swoją orientację przestrzenną względem nierównej powierzchni i opadać na nią całkowicie pionowo. Urządzenie to było wykorzystywane do pomiarów wysokości i tempa opadania na wysokościach od 100 do 5 metrów. Do pomiarów orientacji względem powierzchni było wykorzystywane na wysokości poniżej 35 metrów. Wykonywało wtedy cztery pomiary które były wykorzystywane do korekt orientacji pojazdu względem powierzchni. Piąta wiązka odbijała się od końca tuby systemu do pobierania próbek SMP. Umożliwiała zarejestrowanie skrócenia się tuby SMP po uderzeniu w powierzchnię i tym samym pozwalała na potwierdzenie kontaktu z powierzchnią planetoidy.
Sensor wachlarza wiązek FBM składał się z czterech jednostek umieszczanych na panelu -Z sondy wokół łącznika z górnym stopniem rakiety. Każda z nich obejmowała diodę laserową oraz detektor w postaci fotodiody. Elementy te wytwarzały wachlarz 4 wiązek w płaszczyźnie równoległej do paneli słonecznych. Pozwalało to na wykrycie ewentualnych przeszkód o wielkości kilkudziesięciu centymetrów które mogłyby uszkodzić panele. Po odbiciu się jednej z wiązek od przeszkody w trakcie końcowej fazy lądowania i zarejestrowaniu tego faktu przez detektor sonda mogła wykonać automatyczny manewr podniesienia wysokości.
-
Jednostka elektroniki AOCP odbierała i obrabia dane z sensorów nawigacyjnych. Dane z STT, CSAS i IRU były 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 jednostki elektroniki obsługującej kamery nawigacyjne, LIDAR, LRF i ACM przechodziły przez filtr danych nawigacyjnych a następnie były dostarczane do elektroniki sterującej orientacją sondy. Ta ostatnia odbierała również informacje z estymatora orientacji przestrzennej i elektroniki kontroli orientacji przestrzennej. Sterowała 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.
-
System komend i zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - CDHS) pozwalał 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. Był oparty na centralnej jednostce odróbki danych (Central Processing Unit - CPU) komunikującej się z modułami peryferyjnymi (Peripheral Interface Modules - PIM), które łączyły się z poszczególnymi podsystemami sondy. Ponadto sonda posiadała rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) pozwalający na zapisywanie danych przed ich transmisją na Ziemię.
-
System komunikacyjny obejmował antenę wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), trzy anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) oraz system nadawczo - odbiorczy pasm X i S.
Antena HGA znajdowała się na panelu górnym sondy (+Z). Była to antena paraboliczna o średnicy 1.5 metra oraz mocy 20 W. Jej czasza miała konstrukcję ażurową co pozwoliło na uzyskanie małej masy. Była podstawą anteną używaną do łączności z wysoką szybkością. Pozwalała na odbiór komend z Ziemi, na transmisję danych naukowych i inżynieryjnych oraz na pomiary nawigacyjne.
Antena MGA znajdowała się na panelu +Z, od strony kapsuły powrotnej. Pracowała w paśmie S. Pozwala na transmisję danych inżynieryjnych i odbieranie komend ze średnimi szybkościami. W stosunku do anteny wysokiego zysku miała jednak szersze pole widzenia (18 stopni), dzięki czemu nie wymagała precyzyjnego pozycjonowania sondy na Ziemię. Umożliwiała więc łączność w czasie gdy anteny wysokiego zysku nie są zwrócone na stacje naziemne.
Jedna z anten LGA (dla pasma S) znajdowała nad anteną HGA (na jej trójnogu), a dwie dalsze (jedna dla pasma S a druga dla pasma X) - na panelu -Z. Miały one szerokie pole widzenia, dzięki czemu umożliwiały łączność podczas poważnych problemów i w trybie bezpiecznym, gdy orientacja przestrzenna sondy nie była precyzyjnie znana. Umożliwiały odbiór komend oraz transmisję danych inżynieryjnych z niską szybkością oraz transmisję sygnału radiolatarni.
-
Kontrolę temperatury wewnętrznej umożliwiały zarówno elementy czynne jak i bierne. Powierzchnia sondy była pokryta izolacją wielowarstwową. Anteną HGA była pomalowana odpowiednią białą farbą. Elementy elektroniczne posiadały grzejniki elektryczne pozwalające na uzyskanie temperatury roboczej oraz zapobiegającej ich degradacji. Nadmiar ciepła produkowany przez elektronikę był przenoszony do radiatorów za pomocą płyt i kapilar cieplnych, a następnie wypromieniowywany w przestrzeń kosmiczną. Radiatory rozmieszczono na panelach -X, +Y oraz -Y.
-
System komunikacji z lądownikiem MINERVA obejmował pojedynczą antenę oraz układ elektroniczny. Pracował w paśmie UHF. Pozwalał na odbiór danych oraz transmisję komend. Elektronika obejmowała system nadawczo - odbiorczy, pamięć, system regulacji i dystrybucji zasilania oraz elementy kontrolne. Komendy przeznaczone do wysłania do lądownika były odbierane przez system komunikacyjny sondy, a następnie były przesyłane do pamięci tego systemu. Następnie były przesyłane do systemu nadawczo - odbiorczego i wysyłane przez antenę UHF. Dane odbierane z lądownika były demodulowane, zapisywane w pamięci a następnie przesyłane do systemu komputerowego sondy.
-
KAPSUŁA POWROTNA SRC
Kapsuła powrotna (Sample Return Capsule - SRC) znajdowała się na mechanizmie odłączającym umieszczanym na panelu przednim (-X) sondy. Interfejs z sondą obejmował klamry Mermana pozwalające na odrzucenie kapsuły z odpowiednią szybkością oraz zwojnicę heliakalną najadającą jej ruch obrotowy. Rotacja pozwalała na zachowanie stabilności orientacji przestrzennej w trakcie dalszego lotu. Kapsuła nie posiadała żadnych aktywnych systemów pozwalających na stabilizację lotu. Ponadto interfejs obejmował kable zasilana i wymiany danych. Posiadał też system mechaniczny pozwalający na wsunięcie odbiornika próbek do znajdującego się we wnętrzu kapsuły pojemnika oraz na jego zamknięcie za pomocą zespołu obejmującego pokrywę pojemnika i centralną sekcję ablatora modułu instrumentalnego.
Kapsuła miała masę 16.5 kg. Jej średnica wynosiła 400 mm a wysokość - 220 mm. W jej skład wchodził system ochrony termicznej (Thermal Protection System - TPS) oraz moduł instrumentalny (Instrument Module - IM).
-
System TPS obejmował osłonę górną (Aft Heatshield) i osłonę dolną (Forebody Heatshield). Były one odrzucane na wysokości około 5 km. Osłona górna stanowiła jednocześnie osłonę spadochronu. Miała kształt ściętego stożka. Była wykonana z plastiku wzmocnionego włóknem węglowym (Carbon Fiber Reinforced Platic - CFRP) pokrytego ablatorem w postaci żywicy węglowo - fenolowej (Carbon Phenoric Resin - CPR). Maksymalna szybkość przenikania ciepła do wnętrza kapsuły była kilkadziesiąt razy wyższa niż w przypadku wahadłowca NASA, i kilka razy większa od modułu powrotnego statku Apollo. Dobranie więc odpowiedniego materiału ablacyjnego było dużym wyzwaniem. Na jej górnej części znajdowało się wycięcie w które wpasowany był dwuczęściowy ablator bezpośrednio osłaniający górną część modułu instrumentalnego. Osłona górna była połączona za pomocą linek z rękawem spadochronu znajdującego się na IM. Po odrzuceniu ściąga rękaw, który pozostawał do niej przymocowany.
Osłona dolna miała kształt czaszy. Podobnie jak osłona górna była wykonana z CFRP pokrytego ablatorem węglowo - fenolowym o grubości 3 cm. Powierzchnia zewnętrzna była ponadto pokryta izolacją wielowarstwową niwelującą zmiany temperatur podczas lotu międzyplanetarnego. Po wejściu w atmosferę ulegała szybkiemu rozpadowi. Na wewnętrznej stronie osłony dolnej umieszczono dwa mechanizmy pirotechniczne pozwalające na odrzucenie obu osłon i uwolnienie modułu instrumentalnego. Jednocześnie mechanizmy pirotechniczne zwalniały blokady zabezpieczające spadochron, co pozwalało na jego swobodne rozłożenie.
-
Moduł instrumentalny IM stanowił właściwą część kapsuły. Jego środkową część stanowiła prostopadłościenna obudowa wyposażenia wykonana ze stopu aluminium. W centrum obudowy znajdował się aluminiowy pojemnik na odbiornik próbek. Pod nim znajdował się system nadawczy radiolatarni oraz antena radiolatarni wyciągana po odrzuceniu osłony dolnej.
Radiolatarnia umożliwiała transmisję sygnału umożliwiającego namierzenie kapsuły. Rozpoczynała się ona po odrzuceniu osłon i trwa po lądowaniu aż do wyczerpania baterii. Wokół pojemnika znajdowały się płyty elektroniki oraz bateria. System elektroniczny kapsuły był oparty na jednostkach FPGA (Field Programmable Gate Array). Odrzucenie osłony termicznej i rozłożenie spadochronu w odpowiednim punkcie trajektorii umożliwiał przyspieszeniomierz.
Górna część obudowy była zamknięta przez blok ablatora węglowo - fenolowego (Support Ablator) wpasowany w wycięcie w osłonie górnej. W środku ablatora znajdował się kolisty otwór odsłaniący wnętrze pojemnika na odbiornik próbek. Przez otwór wysuwany był odbiornik. Następnie był on blokowany we wnętrzu pojemnika za pomocą klamer. Potem pojemnik był zamykany zatyczką złożoną z uszczelki z tworzywa sztucznego viton, aluminiowej pokrywy pojemnika oraz stożkowatej sekcji złożonej z ablatora węglowo - fenolowego czyli ablatora samplera (Sampler Ablator). Zatyczka była blokowana przez klamry znajdujące się na brzegach pojemnika.
Sam pojemnik na odbiornik próbek miał kształt cylindryczny. Największa średnica wyniosła 12 cm a wysokość- 13 cm. Większość jego elementów była wykonana ze stopu aluminium A6061 pokrytego czystym aluminium. Stykające się elementy narażone na tarcie były pokryte tuframem i teflonem. Pokrywa pojemnika składała się z pokrywy dolnej z uszczelkami i mechanizmem umożliwiającym otwarcie pojemnika (ze sprężynami pokrytymi MoS2) po odzyskaniu kapsuły oraz z pokrywy górnej wyposażonej w zatrzaski mocujące. Cały pojemnik był zamocowany we wnętrzu obudowy za pomocą zatrzasków i był demontowany po odzyskaniu kapsuły.
Dolna część modułu IM miała kształt misy. Była wykonana ze stopu aluminium. Stanowiła izolator na którym moduł lądował w prawidłowych warunkach. Jednocześnie stanowiła pojemnik spadochronu. Spadochron był spakowany w rękawie zwiniętym po wewnętrznej stronie izolatora, wokół obudowy wyposażenia. Był przymocowany do obudowy wyposażenia za pomocą dwóch linek przyłączonych za pomocą kotwic. Był to spadochron typu krzyżowego.
-
LĄDOWNIK MINERVA
Lądownik MINERVA (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid) był miniaturowym robotem skaczącym. Miał zostać zrzucony na powierzchnię planetoidy podczas jednego z testowych lądowań sondy Haybusa na planetoidzie. Był to pierwszy pojazd samobieżny przeznaczony do badań planetoid i jedną z nowatorskich technologii testowanych podczas misji Haybusa. Do jego podstawowych celów zaliczały się: określenie przydatności systemu umożliwiającego poruszanie się skokami w środowisku mikrograwitacji na powierzchni planetoidy; oraz zademonstrowanie w pełni autonomicznej eksploracji asteroidy z użyciem miniaturowego zestawu sensorów pokładowych. Pojazd nie posiadał właściwych instrumentów naukowych. Został pomyślany jako obiekt inżynieryjny. Wyposażono go jednak w kamery i termometry co miało pozwolić na zebranie pewnych danych naukowych charakteryzujących powierzchnię planetoidy. Poza obrazowaniem i pomiarami temperatury mógł również pozwolić na ocenę miejscowych kierunków siły grawitacji i siły tarcia.
Lądownik został zainstalowany na panelu dolnym (-Z) sondy Hayabusa, od strony -X. Znajdował się w cylindrycznym mechanizmie uwalniającym. System ten składał się z dwóch połówek. Po zwolnieniu blokad połówka dolna była odrzycana za pomocą sprężyny. Następnie lądownik wypadał z pojemnika i miał swobodnie opaść na powierzchnię. Czas pracy na powierzchni był przewidziany na 3 dni. Lądownik i interfejs miały całkowitą masę 1 457 gramów. Sam lądownik był bardzo mały - jego masa wynosiła 591 gramów. Miał kształt graniastosłupa dziesięciokątnego. Jego średnica wynosiła 120 milimetrów, a wysokość - 100 milimetrów.
Konstrukcja mechaniczna lądownika obejmowała dwuczęściową obudowę zewnętrzną wyłożoną komórkami słonecznymi. W sekcji dolnej mieścił się system umożliwiający wykonywanie skoków, a w sekcji górnej - płyty elektroniki z elementami elektronicznymi, systemem zasilania i systemem komunikacyjnym. Obie sekcje były połączone metalowymi prętami. Poszczególne elementy byłby zamocowane we wnętrzu obudowy za pomocą metalowych stopek. Na dolej i górnej powierzchni lądownika znajdowały się szpilki, służące do ochrony komórek słonecznych pojazdu podczas manewru lądowania na docelowej planetoidzie i podczas skakania po nierównej powierzchni. Dodatkową ochronę stanowiły dwie obręcze z kabli umieszczone na małych stopkach.
-
System umożliwiający przemieszczanie się po powierzchni planetoidy umożliwiał wykonywanie skoków. Planetoida Itokawa miała wymiary zaledwie 620 x 280 x 260 metrów, a siła ciążenia na jej powierzchni wynosiła około 10 µG. Szybkość ucieczki, wyznaczona niedokładnie z powodu trudności w określeniu masy obiektu, znajdowała się w przedziale 2 - 200 cm/s. W takich warunkach normalne sposoby przemieszczania się z użyciem kół traciły funkcjonalność z powodu niezmiernie małej siły tarcia. Uniemożliwiało to rozpędzenie tradycyjnego łazika w poziomie. Jednym sposobem przemieszczania się były więc skoki. W tym celu wewnątrz lądownika zastosowano dwa rotory ustawione do siebie pod kątem prostym. Obrót tarczy pierwszego rotora za pomocą silniczka elektrycznego pozwalał na przyłożenie siły naprzeciwko powierzchni, co powodowało skok w górę na wysokość kilku metrów. Szybkość skoku była uzależniona przede wszystkim od wybranego momentu obrotowego. Mogła być więc częściowo kontrolowana. Była jednak zależna również od tarcia pomiędzy powierzchnią a lądownikiem, czego nie dało się dokładnie przewidzieć. W zalewności do siły tarcia, maksymalna szybkość skoku mogła zostać ustawiona maksymalnie na 9 cm/s. Obrót drugiego rotora pozwalał na wybranie kierunku skoku, który zależał od stosunku pomiędzy momentami obrotowymi obu rotorów. Pozycja i orientacja przestrzenna lądownika po skoku były trudne do przewidzenia. Tak więc w celu określenia jego położenia względem Słońca zastosowano zestaw 6 fotodiod. Przed startem skuteczność systemu mobilnego została potwierdzona poprzez symulacje numeryczne i próby mikrograwitacyjne na wieżach spadku.
-
W skład wyposażenia lądownika wchodził system kamer (MINERVA Cameras System) oraz system termometrów (MINERVA Thermometers System).
System kamer służył do wykonywania zdjęć na powierzchni planetoidy oraz podczas skoków. Do celów naukowych tego systemu zaliczały się: zobrazowanie powierzchni planetoidy w małej skali przestrzennej; zbudowanie szczegółowego modelu struktury powierzchni poprzez uzyskanie stereoskopowych par obrazów; oraz określenie właściwości regolitu i ich zmian związanych z pogodą kosmiczną. W skład systemu wchodziły trzy kamery. Zostały one umieszczone we wnętrzu górnej sekcji lądownika. Ich otwory wejściowe znajdowały się na ścianach bocznych, w odległości 5 centymetrów od podstawy pojazdu. Wszystkie kamery były oparte na elementach dostępnych komercyjnie. Pracowały w zakresie światła widzialnego. Długości ogniskowych kamer nie mogły być zmieniane na pokładzie. Dwie z trzech kamer zostały zestawione w parę stereoskopową, co umożliwiało wykonywanie obrazów pobliskiego otoczenia w 3 wymiarach. Były to kamery o krótkiej długości ogniskowej. Mogły wykonywać zdjęcia obiektów w odległości od 10 do 50 centymetrów od łazika. Z odległości 10 centymetrów rozdzielczość zdjęć wynosiła nawet 1 milimetr na piksel, dzięki czemu mogły one pokazywać minerały budujące skały. Mogły pozwolić także na określenie wielkości ziaren regolitu zalęgającego na powierzchni. Trzecia kamera, o większej długości ogniskowej służyła do wykonywania zdjęć bardziej odległych krajobrazów. Mogła działać również podczas skoków pojazdu. Znajdowała się po przeciwnej stronie lądownika w stosunku do kamer stereoskopowych. Każda z kamer składała się z soczewkowego systemu optycznego oraz zespołu detektora. Detektorem był układ CMOS. Był wyposażony w maskę filtrów Bayera co umożliwiało wykonywanie zdjęć barwnych. Z powodu małej szybkości łączności z sondą zdjęcia charakteryzowały się małymi rozmiarami. Ponadto elektronika lądownika posiadała algorytm umożliwiający usuwanie fragmentów zdjęć nie zawierających elementów powierzchni.
System termometrów pozwalał na wykonanie bezpośrednich pomiarów temperatury powierzchni planetoidy oraz na określenie właściwości cieplnych powierzchni i ich zmian w czasie. Pomiary miały by wykonywane zarówno w czasie dnia jak i w nocy. Pozwalały na określenie inercji cieplnej gruntu dostarczając informacji na temat właściwości fizycznych regolitu oraz balansu energetycznego powierzchni. Były to dane przydatne w badaniach geologii i historii planetoidy oraz podczas interpretacji wyników badań uzyskanych próbek. System ten składał się z 4 sensorów. Wszystkie były odpowiednio przystosowanymi szpilkami wystającymi z dolnej i górnej części konstrukcji pojazdu.
-
WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych sondy Hayabsa wchodziły:
- wyposażenie do pobierania próbek gruntu (Sampling Device - SMP);
- kamera nawigacji optycznej - kamera teleskopowa (Optical Navigation Camera - Telescope Camera - ONC-T);
- kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 1 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 1 - ONC-W1);
- kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 2 (Optical Navigation Camera - Wide Angle Camera 2 - ONC-W2);
- wysokościomierz laserowy (Light Detection and Ranging (LIDAR);
- spektrometr podczerwieni (Near Infrared Spektrometer - NIRS);
- spektrometr fluorescencyjnego promieniowania rentgenowskiego (X-ray Fluorescence Spektrometer - XRS).
Instrumentu ONC-T, ONC-W1, ONC-W2 i LIDAR były również wykorzystywane do nawigacji, w tym również do nawigacji autonomicznej w czasie lądowań na powierzchni planetoidy. Sonda wykonała również eksperyment radiowy (Radio Science Experiment - RS).
Instrument SPM obejmuje elementy znajdujące się we wnętrzu sondy (przy panelu dolnym -Z) oraz w kapsule powrotnej. Urządzenia ONC-T i ONC-W1 mieściły się we wnętrzu pojazdu przy panelu -Z. ONC-W2 i NIRS były umieszczone na panelu przednim -X a LIDAR i XRS - na panelu -Z. W eksperymencie RS wykorzystywany był system komunikacyjny pojazdu.
-
SMP
Wyposażenie do pobierania próbek gruntu (Sampling Device - SMP) sondy Haybausa było instrumentem umożliwającym pobranie próbek gruntu planetoidy. Próbki miały zostać dokładnie przebadane na Ziemi. Tym samym pozwalały na uzyskanie zasadniczych celów naukowych misji.
Instrument SMP został zainstalowany na panelu dolnym sondy (-Z), od strony -X. W skład instrumentu wchodziła tuba (Sampler Tube); wyrzutnia pocisków (Projector); system przenoszący próbki (Sample Transporter); odbiornik próbek (Sample Catcher) oraz system przenoszący odbiornik do pojemnika we wnętrzu kapsuły i zamykający kapsułę (Latching Mechanism). Sposób pobierania próbek był nowatorski i stanowił jedną z technologii tresowanych podczas misji. Po chwilowym lądowaniu sondy na powierzchni planetoidy tuba ulegała odkształceniu na skutek uderzenia w grunt. Działo się tak dzięki zastosowaniu sprężyn. Skrócenie tuby miało zostać wykryte przez dalmierz laserowy LRF a uderzenie w powierzchnię - przez sensory IMU oraz ACC systemu nawigacyjnego. Miało to uruchomić wyrzutnię pocisków. Miała ona wystrzelić metalowy pocisk, który przelatując przez tubę miał wbić się w grunt i wyrzucić próbkę regolitu o masie około 1 grama. Próbka miała przelecieć przez tubę oraz system przenoszący próbkę i samoistnie znaleźć się w odbiorniku próbek. Po wykonaniu procedury sonda miała wzbić się ponownie, powracając na orbitę okołosłoneczną. Manewr ten miał być wykonany szybko, za pomocą silników chemicznych, co miało pozwolić na uniknięcie uszkodzeń sondy, które mogłoby zostać spowodowane prze upadek jej głównej struktury na powierzchnię. Manewr ten miał zostać wykonany 2 razy, co miało pozwolić na zbieranie próbek z różnych fragmentów planetoidy. Łącznie planowano zebrać próbki o masie 1 - 10 gramów. Po zakończeniu pobierania próbek odbiornik miał zostać wsunięty do pojemnika we wnętrzu kapsuły SRC. Następnie kapsuła miała zostać zamknięta.
-
Tuba SPM miała długość 1 metra i średnicę w najszerszym miejscu (wraz z osłoną przeciwpyłową) 40 cm. Średnica wewnętrzna samej rury wynosiła 20 cm. Składała się z trzech części. Część górna nazywana koncentratorem miała postać metalowego stożka. Była umocowana w otworze w panelu -Z sondy. Częściowo znajdowała się we wnętrzu sondy. Jej część górna stykała się z systemem przenoszącym próbki. Część boczna była połączona z wyrzutnią pocisków. Dolna połowa koncentratora była objęta szerszą od niego środkową sekcją tuby. Była ona wykonana z elastycznego tworzywa sztucznego. Dzięki temu w konfiguracji startowej była ściśnięta i zablokowana za pomocą klamer. Zwolnienie mocowań powodowało na jej rozluźnienie i rozłożenie całej tuby. Dolna część tej rury łączyła się z dolną sekcją tuby. Była ona wykonana ze stopu aluminium. Miała kształt cylindryczny. Jej końcówka była ukształtowana w postaci dyszy i zakończona pierścieniem końcowym. Była otoczona stożkowatą osłoną przeciwpyłową, która chroniła instrumenty optyczne znajdujące się w pobliżu SMP (ONC-T, ONC-W1, LIDAR i NIRS) przed pyłem wzbitym podczas uderzenia w powierzchnię. Cała tuba była otoczona potrójną sprężyną. Pozwalała ona rozłożenie tuby po zwolnieniu klamer po starcie. Ponadto nadawała całemu systemowi elastyczność pozwalającą na zamortyzowanie uderzenia w powierzchnię planetoidy.
-
Wyrzutnia pocisków składała się z trzech cylindrów wyposażonych w trzy naboje i generatory gazu. Wstrzeliwała ona do koncentratora metalowy pocisk o masie 5 gramów. Był wykonany z tantalu. Występowanie tego pierwiastka na planetoidzie nie było spodziewane, więc był on łatwo identyfikowanym w pozyskanych próbkach. Tym samym ich zanieczyszczenia były łatwo odróżnialne. Pocisk miał kształt kulisty. Poruszał się z szybkością 200 - 300 m/s. Wbijając się w grunt miał pozwolić na wybicie drobin regolitu. Był rozpędzany przez sprężony gaz wytwarzany na drodze reakcji chemicznej. Reagenty miały postać proszku i znajdowały się we wkładzie umieszczonym w generatorze gazu.
-
System przenoszący próbkę miał postać obrotowej tuby umieszczonej w odpowiednim rękawie. Była ona wsunięta w otwór w ścianie odbiornika próbek. Obrót tuby za pomocą rękawa pozwalał na otworzenie wybranej komory we wnętrzu odbiornika. W ścianie tuby znajdowało się prostokątne wycięcie przez które pozyskane próbki przesypywały się do komory. Po każdej procedurze poboru próbek tuba była obraca tak, że zamykała użytą już komorę i jednocześnie odsłaniała komorę nie używaną. Ostatecznie po zakończeniu pobierania próbek tuba była ponownie obracana w taki sposób, że zamykała wszystkie komory. Po zakończeniu prac w pobliżu planetoidy była odłączana od rękawa (który opuszczał się w dół) i pozostawała w odbiorniku, który był następnie przesuwany do pojemnika na odbiornik znajdującego się w kapsule powrotnej, wraz z zatyczką zamykającą kapsułę.
Odbiornik próbek miał postać metalowego cylindra. Był podzielony na dwie komory (Sample Room 1 i 2 - RM1 i 2) do których miały trafić poszczególne próbki. Na jego boku znajdował się otwór w który wsunięta była obrotowa tuba systemu przenoszącego próbki. Na boku każdej komory znajdował się okrągły otwór zasłonięty metalową zaślepką pozwalający na jej otworzenie po odzyskaniu kapsuły.
System przenoszący odbiornik pozwalał na jego wsunięcie do wnętrza pojemnika na próbki znajdującego się w centrum obudowy wyposażenia modułu instrumentalnego kapsuły powrotnej. Służył do tego ładunek pirotechniczny. Odbiornik przechodził przez otwór w bloku ablatora węglowo - fenolowego (Support Ablator) zamykającego górną część obudowy wyposażenia. Pojemnik miał postać aluminiowego cylindra. Odbiornik próbek był blokowany w jego obrębie za pomocą klamer. Następnie pojemnik był zamykany zatyczką złożoną z aluminiowej pokrywy pojemnika wyposażonej w podwójną uszczelkę z tworzywa sztucznego oraz stożkowatej sekcji złożonej z ablatora węglowo - fenolowego czyli ablatora samplera (Sampler Ablator). Zespół ten był przesuwany za pomocą sprężyny. Zatyczka była blokowana przez klamry znajdujące się na brzegach pojemnika. Ablator samplera wystawał na szczycie kapsuły powrotnej. W czasie zamykania pojemnika kable obsługujące sensor monitorujący cały proces są przecinane przez przecinak kabli.
Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2. Poddano go nielicznym modyfikacjom.
-
ONC-T
Kamera nawigacji optycznej - kamera teleskopowa nazywana też kamerą wielopasmową do obserwacji planetoidy (Asteroid Multi-band Imaging Camera - AMICA) była jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabsa. Służyła zarówno do celów naukowych (jako główna kamera wykorzystywana w programie naukowym) jak i do obserwacji nawigacyjnych. Do celów naukowych instrumentu zaliczało się: wykonanie szczegółowych badań kształtu i rotacji planetoidy; uzyskanie globalnych map fotograficznych, topograficznych i multispektralnych planetoidy; oraz uzyskanie zdjęć o wysokiej rozdzielczości w czasie lądowań na powierzchni. Pozwalało to na globalne scharakteryzowanie powierzchni planetoidy, zbadanie geologii powierzchni i historii kraterowania, a wraz zdanymi z innych instrumentów - na określenie jej składu mineralnego i gęstości. Informacje te dostarczały kontekstu dla badań zebranych próbek i umożliwiały określenie historii planetoidy. W czasie globalnych obserwacji planetoidy zdjęcia te umożliwiały również wytypowanie bezpiecznego miejsca lądowania, pozbawionego przeszkód większych od 1 metra, takich jak głazy czy kratery.
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwiała nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe.
Kamera ONC-T została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony -X, koło kamery ONC-W1, blisko instrumentu SMP. Była to pojedyncza jednostka o wymiarach 12.0 x 13.5 x 18.0 cm. Miała masę 1.74 kilograma. Pobór mocy wynosił 16.3 W. Układ optyczny kamery wystawał przez otwór w panelu -Z, a pozostała część znajdowała się we wnętrzu sondy i była przymocowana do panelu bocznego +Y za pomocą ośmiu stopek. W normalnych warunkach lotu kamera była zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy była skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna była równoległa do osi instrumentów NIRS, ONC-W1 i LIDAR. Z powodu swojej lokalizacji kamera była narażona na zanieczyszczenia pyłem w czasie pobierania próbek, tak więc jej wszechstronna kalibracja została wykonana przed lądowaniami na planetoidzie. W skład instrumentu wchodził układ optyczny, koło filtrów, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Układ optyczny miał postać teleskopu refrakcyjnego. Mieścił się on w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Soczewki teleskopu zostały wykonane ze szkła nie podlegającego degradacji na skutek promieniowania i pokryte warstwą antyodbiciową. Długość ogniskowej teleskopu wynosiła 120.80 mm (F/8.0), a efektywna średnica soczewki - 15 mm. Ostre obrazy mogły być uzyskiwane od odległości 75 m do nieskończoności. Pole widzenia układu optycznego (Field of View - FOV) miało wymiary kątowe 5.83 x 5.69 stopnia, co z odległości 7 kilometrów od planetoidy odpowiadało kwadratowi o boku 1 kilometra.
Na przedzie teleskopu umieszczono długą, cylindryczną przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Przed przednią soczewką umieszczono dwie lampy kalibracyjne (FF Lamp A i B) umożliwiające śledzenie degradacji czułości detektora.
-
Koło filtrów znajdowało się za teleskopem, w obudowie w kształcie niskiego cylindra. Zawierało zestaw 8 filtrów. 7 filtrów pokrywało pasma systemu ECAS (Eight Color Asteroid Survey) będącego standardem podczas obserwacji naziemnych planetoid i pozwalającego na ich zaliczenie do odpowiednich typów spektralnych. Były to filtry ul (efektywna długość fali 381 nm, ultrafiolet), b (429 nm, światło niebieskie), v (553 nm, światło zielone), w (700 nm, światło zielone), x (861 nm, bliska podczerwień), p (960 nm, pasmo piroksenu), i zs (1008 nm). Filtr v był używany podczas lądowań na planetoidzie. Ósmy filtr szerokopasmowy, czyli filtr o neutralnej gęstości (Neutral Density Filter - ND) charakteryzował się przepuszczalnością 3.7% przy 550 nm. Został on dodany do zestawu filtrów z powodu trzykrotnego zmieniania celu misji. Kolejnymi proponowanymi planetoidami były 4660 Nereus, 1989 ML i 25413 Itokawa. Nereus charakteryzował się niskim albedo (0.05) a Itokawa wysokim, tak więc zastosowanie tego filtra pozwalało na dogodne obserwowanie planetoidy bez konieczności modyfikowania całej kamery.
Zespół detektora mieścił się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmował detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składał się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba miały wielkość 1024 x 1024 piksele. Na lewym i prawym brzegu obszaru aktywnego znajdowały się zasłonięte kolumny o szerokości 12 pikseli umożliwiające pomiar sygnału na poziomie zerowym, tak więc część służąca do wytwarzania obrazu miała wielkość 1024 x 1000 pikseli. Detektor był typu MPP (Multi-Pinned Phase). W stosunku do innych rodzajów CCD charakteryzował się on niższym poziomem prądu ciemnego oraz miał bardziej jednorodną odpowiedź w skali mniejszej niż piksel. Temperatura detektora w czasie lotu wynosiła od -18 do -30stC i była na tyle mała, że prąd ciemny nie kumulował się znacząco przy wszystkich dostępnych czasach ekspozycji. Duża jednorodność odpowiedzi w skali mniejszej od piksela upraszczała procedurę kalibracji geometrycznej i fotometrycznej na podstawie obserwacji gwiazd. Pojedynczy piksel miał szerokość 12 mikrometrów. Częstotliwość próbkowania pikseli wynosiła 3 MHz. Zysk wynosił około 17 DN/e- a szum odczytu - około 60 e-. Pole widzenia jednego piksela (Instantaneous Field of View - IFOV) miało szerokość 20.490 sekundy kątowej. Rozdzielczości obrazów uzyskiwanych z odległości 7 km wynosiła 5.8 metra na piksel.
Podczas obserwacji można było używać 32 różnych czasów naświetlania - 5.44 ms, 8.20 ms, 10.9 ms, 16.4 ms, 21.8 ms, 32.8 ms, 43.5 ms, 65.6 ms, 87.0 ms, 131 ms, 174 ms, 262 ms, 348 ms, 525 ms, 696 ms, 1.05 s, 1.39 s, 2.10 s, 2.79 s, 4.20 s, 5.57 s, 8.40 s, 11.1 s, 16.8 s, 22.3 s, 33.6 s, 44.6 s, 67.2 s, 89.1 s, 134 s, 178 s i <1 µs. Pozwalało to na obserwacje zarówno jasnej powierzchni planetoidy w czasie badań naukowych jak i słabych gwiazd w czasie obserwacji nawigacyjnych. Czas ekspozycji był kontrolowany elektronicznie, kamera nie posiadała mechanicznej migawki.
Na jednej z krawędzi detektora CCD umieszczono cztery szklane polaryzatory służące do pomiarów polaryzacji światła odbitego od planetoidy w pasmach v i w. Każdy z polaryzatorów pokrywał obszar detektora o wielkości 200 x 200 pikseli.
System elektroniczny instrumentu odbierał dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmował komendy z systemu informatycznego sondy i wykonywał je, a także kontrolował stan urządzenia. Charakteryzował się poborem mocy w zakresie 9.5 W - 6.8 W. Komunikował się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Był on współdzielonym również z kamerami ONC-W1 i ONC-W2. Przetwarzał dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarczał dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych do 12 bitów na piksel (1 bit na piksel w przypadku obserwacji prowadzących w celu uzyskania modelu kształtu planetoidy) była wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiadała bufor umożliwiający przechowywanie do 16 klatek uzyskiwanych w arbitralnej kombinacji. W normalnym trybie obrazowania uzyskiwana była para obrazów w krótkich odstępnie czasu (typowo 15 sekund). Następnie pierwsza klatka (uzyskiwana przy czasie ekspozycji mniejszym od 1 mikrosekundy) była odejmowana od drugiej klatki, uzyskiwanej przy czasie ekspozycji większym lub równym 5.44 ms. Procedura ta umożliwiała jednoczesną korektę rozmazania obrazu i prądu ciemnego. Zakładano, że prąd ciemny nie zmieniał się w czasie jaki upływał pomiędzy kolejnymi ekspozycjami. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo używano łączenia pikseli w formacie 2 x 2, 4 x 4 lub 8 x 8, wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te były wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane były przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.
Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2. Został jednak zmodyfikowany pod kątem innego celu badań.
-
ONC-W1
Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 1 była jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwalała na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Ponadto w trakcie lądowań na jej powierzchni pozwoliła na uzyskiwanie zdjęć o wysokiej rozdzielczości, przy czym ich ilość była mocno ograniczona. Były one uzyskiwane w trakcie opadania na powierzchnię gdy nie była ona używana do krytycznych pomiarów nawigacyjnych. Podczas uwalniania lądownika MINERVA kamera sfotografowała go w fazie wznoszenia się sondy. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W2 odzyskiwanymi zaraz po uwolnieniu lądownika oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądownik na powierzchni miało to umożliwić zrekonstruowanie trajektorii lądowania.
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwiała nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-T oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe. Ponadto w czasie lądowań na planetoidzie kamera ONC-W1 była głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Była wtedy używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Był on odłączany na wysokości około 40- 30 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a następnie opadał swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszała swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadał na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (gdy nie był odłączany podczas próbnego lądowania). Pomiary polegały na fotografowaniu TM za pomocą kamery. TM był wtedy oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Była ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwalało na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpoczynała pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwalały na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można było wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli.
Kamera ONC-W1 została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony -X, blisko kamery ONC-T i instrumentu SMP. Stanowiła pojedynczą jednostkę. Układ optyczny kamery wystawał przez otwór w panelu -Z, a pozostała część znajdowała się we wnętrzu sondy i jest przymocowana do panelu bocznego +Y za pomocą ośmiu stopek. W normalnych warunkach lotu kamera była zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy była skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna była równoległa do osi instrumentów NIRS, ONC-T i LIDAR. Konstrukcja urządzenia była bardzo podobna do kamery ONC-W2. W skład instrumentu wchodził układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Soczewkowy układ optyczny mieścił się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia miało wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogły być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności.
System optyczny był wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Miała ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia była ona węższa niż przegroda kamery ONC-W2.
Zespół detektora znajdował się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmował detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składał się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba miały wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracowało w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.
System elektroniczny instrumentu odbierał dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmował komendy z systemu informatycznego sondy i wykonywał je, a także kontrolował stan urządzenia. Komunikował się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Był on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarzał dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarczał dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych była wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiadała bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można było używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te były wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane były przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.
Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2.
-
ONC-W2
Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 2 była jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwalała na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Podczas uwalniania lądownika MINERVA kamera ta sfotografowała go zaraz po oddzieleniu. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W1 odzyskiwanymi po uwolnieniu lądownika w fazie wznoszenia się sondy oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądownik na powierzchni miało to umożliwić zrekonstruowanie trajektorii lądowania.
Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwiała nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-T) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie były wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe.
Kamera ONC-W2 została umieszczona na panelu przednim (-X) sondy, od strony -Y. Stanowiła pojedynczą jednostkę. Była do niego przymocowana za pomocą ośmiu stopek. Jej oś optyczna była skierowana wzdłuż osi X sondy, tak więc kierunek widzenia był prostopadły w stosunku do pozostałych kamer nawigacyjnych. Konstrukcja urządzenia była bardzo podobna do kamery ONC-W1. W skład instrumentu wchodził układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.
Soczewkowy układ optyczny mieścił się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia miało wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogły być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności.
System optyczny był wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Miała ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia była ona szersza niż przegroda kamery ONC-W1.
Zespół detektora znajdował się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmował detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składał się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba miały wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracowało w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.
System elektroniczny instrumentu odbierał dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmował komendy z systemu informatycznego sondy i wykonywał je, a także kontrolował stan urządzenia. Komunikował się z zestawem elektroniki kamer nawigacyjnych sondy obejmującym elektronikę analogową (Optical Navigation Camera Analog Electronics - ONC-AE) i cyfrową (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-E). Był on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarzał dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarczał dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych była wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiadała bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać było łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te były wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane były przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.
Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2.
-
LIDAR
Wysokościmierz laserowy był instrumentem posiadającym zarówno cele naukowe jak i inżynieryjne. Cele naukowe były realizowane głównie w pozycji stacjonarnej, w odległości 20 - 7 kilometrów od planetoidy. Podstawowym celem naukowym instrumentu było opracowanie globalnych modeli kształtu i map topograficznych powierzchni planetoidy. Wraz z informacjami na temat masy planetoidy wyprowadzonych z obserwacji przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy umożliwiło to określenie gęstości planetoidy, i co za tym idzie zebranie informacji na temat jej budowy wewnętrznej.
Jako instrument nawigacyjny LIDAR był używany w odległości od 50 km do 30 metrów od planetoidy. W czasie prac w pobliżu planetoidy pozwalał na precyzyjne pomiary pozycji sondy względem niej. Dane te, wraz z informacjami z SST oraz ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 były używane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji stacjonarnej względem planetoidy oraz manewrów polegających na jej opuszczeniu. W czasie lądowań na powierzchni planetoidy instrument dostarczał informacji na temat odległości od powierzchni i tempa opadania. Były one wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.
Instrument LIDAR został umieszczony na panelu dolnym sondy Hayabausa (-Z), od strony -X. Jego oś optyczna była równoległa do osi instrumentów NIRS, ONC-T i ONC-W1. Podczas badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości instrument był skierowany w stronę nadiru. Urządzenie stanowiło pojedynczą jednostkę w postaci prostopadłościennej obudowy zawierającej laser nadajnika laserowego i detektor odbiornika impulsów laserowych oraz system elektroniczny na której umieszczono optykę odbiornika oraz optykę nadajnika. Systemy optyczne nadajnika i odbiornika znajdowały się na ławie optycznej przymocowanej do obudowy, pozwalającej na zachowanie stabilnej pozycji obu elementów względem siebie. Cały system miał wymiary 240 x 228 x 250 mm i masę 3.7 kg. Był ponadto wyposażony w przymocowany z boku radiator o wymiarach 240 x 300 mm chłodzący laser i optykę. Pobór mocy wynosił 17.0 W (bez grzejnika o maksymalnej mocy 5 W). Urządzenie było maksymalnie kompaktowe w celu zminimalizowania wielkości i masy. Elektronika charakteryzowała się minimalnym poborem mocy. Zminimalizowano również wymagania dotyczące programowania oraz ilość produkowanych danych.
-
Instrument emitował impulsy laserowe które odbijały się od powierzchni planetoidy i powracały do urządzenia, gdzie były rejestrowane przez odbiornik. Dzięki pomiarom czasu powrotu impulsu, biorąc pod uwagę rozpraszanie sygnału przez nachylenie i szorstkość powierzchni oraz wewnętrzne opóźnienia instrumentu uzyskiwane były pomiary odległości sondy do powierzchni planetoidy. Tym samym uzyskiwana była wysokość utworów powierzchniowych.
Nadajnik laserowy obejmował laser pompowany przez diodę Nd:Cr:YAG oraz optykę transmitującą wiązkę. W skład lasera wchodził pryzmat Porro, dwie powierzchnie klinowe, dwie powierzchnie falowe, komórka Pockela LiNbO3, pryzmat trapezoidalny, polaryzator, dioda z prętem Nd:Cr:YAG oraz zwierciadło wyjściowe. Laser posiadała dwa miniaturowe konwertery DC/DC, ładowarkę w postaci kondensatora i zasilacz wysokiego napięcia obsługujące komórkę Pockela. Taka konfiguracja pozwalała na uzyskanie małej masy urządzenia. Po opuszczeniu lasera wiązka była rozdzielana na dwie przez rozdzielacz wiązek. Jedna z uzyskanych wiązek trafiała do detektora w postaci krzemowej fotodiody lawinowej (Avalanche Photodiode - APD). Sygnał z fotodiody był wzmacniany przez przedwzmacniacz i wysyłany do kontrolera instrumentu w obrębie jego systemu elektronicznego. Pozwalał on na wykrywanie fluktuacji sygnału wyjściowego z lasera. Dzięki temu niwelowany był dryf termiczny, co pozwalało na stałe zachwycanie wybranej długości fali i redukcję szumu. Druga wiązka przechodziła przez optykę wyjściową (ekspander) o powiększeniu rzędu 3 i trafiała na powierzchnię planetoidy. Używano długości fali 1064 nm. Moc impulsów wyniosła 8 mJ. Trwały one 14 nanosekund. Rozbieżność wiązki wynosiła 1.7 mrad. Z pozycji bazowej (HP) w odległości odległości 7 km dopowiadało to oświetleniu fragmentu powierzchni o wielkości 12 x 5 m.
Po obuciu od powierzchni planetoidy impuls wracał do instrumentu, gdzie był rejestrowany przez odbiornik. Posiadał on optykę w postaci teleskopu Cassegraina znajdującego się w cylindrycznym tubusie. Jego zwierciadła były wykonane z węglika krzemu (SiC) - materiału o wysokiej sztywności, małej masie i dużej stabilności termicznej. Substrat wykonany z SiC był pokryty warstwą odbijającą naniesioną techniką chemicznego osadzania z fazy gazowej (Chemical Vapour Deposition - CVD). Optyka znajdowała się na montażu w formie kratownicy. Światło było odbijane od zwierciadła głównego o średnicy 126 mm na zwierciadło drugiego rzędu, a następnie w postaci skupionej wiązki przechodziło przez przegrodę w zwierciadle głównym. Potem przechodziło przez filtr i padało na detektor w postaci fotodiody krzemowej APD. Pole widzenia miało szerokość 1.5 mrad. Sygnał z fotodiody był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do kontrolera instrumentu.
System elektroniczny instrumentu obejmował kontroler, elektronikę nadajnika obsługującą laser, elektronikę odbiornika kontrolującą zysk detektora i jego przedwzmacniacza oraz zasilacz. Automatyczna kontrola zysku (Automatic Gain Control - AGC) byłą jedyną funkcją autonomiczną wykonywaną przez elektronikę urządzenia. Elektronika była wyposażona w zegar 75 MHz pozwalający na obliczanie czasu pomiędzy transmisją sygnału i jego odbiorem. Obsługiwał zarówno nadajnik jak i odbiornik. Wybrana częstotliwość pozwalała na uzyskanie rozdzielczości pionowej do 1 metra z wysokości 50 metrów podczas lądowań na powierzchni planetoidy. Ponadto kontroler monitorował działanie urządzenia i pozwalał na wykonywanie komend. Instrukcje przesyłane do instrumentu były maksymalnie proste - obejmowały włączenie i wyłączenie urządzenia, rozpoczęcie i zakończenie obserwacji, oraz ustawienia zysku. Kontroler przesyłał uzyskane dane (wykrytą odległość, poziom sygnału i inne informacje do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP za pomocą interfejsu RS422. Dane te były wysyłane co sekundę. Elektronika AOCP wykonywała wszystkie procedury autonomiczne za wyjątkiem AGC, po pozwoliło na zminimalizowanie masy instrumentu. Obrabiała zarówno dane nawigacyjne jak i dane inżynieryjne.
Instrument ten został również wykorzystany na sondzie Hayabusa 2. Poddano go nielicznym modyfikacjom.
-
NIRS
Spektrometr bliskiej podczerwieni sondy Hayabausa służył do mapowania składu mineralogicznego powierzchni planetoidy. Informacje te były istotne dla badań geologii planetoidy oraz określenia jej możliwego pochodzenia i ewolucji. Pozwalały na powiążanie planetiudy z konkretnym typem meteorytów. Były również używane podczas wyboru miejsc poboru próbek. Dostarczyły również kontektu dla zebranego materiału.
Instrument NIRS składał się z jednostki detekcyjnej (NIRS Sensor Unit - NIRS-S), jednostki elektroniki analogowej (NIRS Analog Electronics Unit - NIRS-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (NIRS Digital Elecytronics Unit - NIRS-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami (NIRS Harness - NIRS-HNS). Instrument pracował w zakresie spektralnym 0.85 - 2.10 mikrometra, w 64 kanałach. Pole widzenia urządzenia miało szerokość 0.1°. Próbkowanie przestrzenne w czasie globalnego mapowania planetoidy (z pozycji bazowej w odległości 7 km) wynosiło około 10 m na spektrum. W czasie programu obserwacji planetidy wahało się pomiędzy 6 a 90 m na spektrum.
Jednostka detekcyjna NIRS-S znajdowała się w dolnej części panelu przedniego (-X sondy). Mieściła się w prostopadłościennej obudowie. Była przymocowana do panelu strukturalnego sondy za pomocą 8 stopek. Oś optyczna urządzenia była skierowana wzdłuż osi X sondy. Była równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1 i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości była skierowana w stronę nadiru. Wszystkie komponenty urządzenia były umieszczone na wspólnej ławie optycznej. W skład spektrometru wchodził zespół optyki przedniej, siatka dyfrakcyjna, zespół optyki tylnej oraz zespół detektora. Układ optyczny charakteryzował się stosunkiem ogniskowej f/1.00. Światło było wprowadzane do spektrometru przez otwór wejściowy o średnicy 27 mm otoczony przegrodą chroniącą przed zabłąkanym światłem. Następnie w zespole optyki przedniej było odbijane przez zwierciadło teleskopowe. Potem przechodziło przez szczelinę wejściową spektrometru. W obrębie szczeliny umieszczono migawkę elektromechaniczną. Pozwalała ona na blokowanie i odblokowywanie światła przechodzącego przez szczelinę. Umożliwiało to usunięcie prądu ciemnego podczas analizy danych. Po przejściu przez szczelinę światło było odbijane przez zwierciadło kolimujące na siatkę dyfrakcyjną. Światło rozproszone na siatce wchodziło następnie do zespołu optyki tylnej. Było przez nią rzutowane na płaszczyznę detektora umieszczonego płaszczyźnie ogniskowej. Detektorem była fotodioda InGaAs podzielona na 64 piksele ustawione w jednej linii. Detektor pracował w temperaturze 260 K. Sygnał z detektora był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki NIRS-AE. Ponadto NIRS-S był wyposażony w źródło kalibracyjne w postaci lampy żarowej. Pozwalało ono na wykonywanie kalibracji intensywności i częstotliwości.
Elektronika analogowa NIRS-AE mieściła się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora był odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie był ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) do 14 bitów na piksel i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwalał na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej NIRS3-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto NIRS-AE zawierał konwerter zasilania DC/DC odbierający prąd z zasilacza sondy i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.
Elektronika cyfrowa NIRS-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwalała na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Posiadała układ FPGA pozwalający na kontrolowanie czasów integracji na detektorze. Dane mogły być kompresowane zarówno bezstratnie jak i stratnie. NIRS-DE komunikował się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire.
Zmodyfikowana wersja tego instrumentu, NIRS3 (Near Infrared Spektrometer for 3 Micrometers) została zastosowana na sondzie Hayabsa 2.
-
XRS
Spektrometr fluorescencyjnego promieniowania rentgenowskiego był uładzeniem służącym do badań geochemicznych. Do podstawowych celów naukowych urządzenia zaliczało się: określenie składu pierwiastkowego powierzchni planetoidy Itokawa; wykonanie mapowania zmienności w składzie pierwiastkowym w kierunku równoleżnikowym w trakcie rotacji planetoidy; określenie szorstkości powierzchni w skali mikroskopowej na podstawie analizy wpływu wielkości cząstek regolitu na promieniowanie rentgenowskie emitowane przez powierzchnię; oraz wykonanie obserwacji astronomicznych źródeł rentgenowskich i rentgenowskiego promieniowania tła. Urządzenie pozwalało na określenia obfitości takich pierwiastków jak Fe, Si, Mg, Ca, Al i Na. Pomiary te porozwalały na określenie do jakiego konkretnego typu meteorytów planetoida jest najbardziej podobna. Ponadto pomiary te wraz z danymi ze spektrometru NIRS pozwalały na oszacowanie składu mineralnego powierzchni. Ponadto urządzenie pozwalało na wyhkonywanie radiometrii w zakresie podczerwoeni cieplnej w czasie lądowań na planetoidzie. Były to informacje przydatne do badań geologii i historii planetoidy. Ponadto dostarczyły kontekstu dla zebranych próbek.
Instrument XRS składał się z jednostki detekcyjnej (XRS Sensor Unit - XRS-S), jednostki elektroniki analogowej (XRS Analog Electronics Unit - XRS-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (XRS Digital Elecytronics Unit - XRS-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami. Miał masę 3 kg. Pobór mocy wynosił 15 W. Konstrukcja instrumentu opierała się na spektrometrze fluorescencyjnym użytym do badań atmosfery w trakcie eksperymentu z użyciem rakiety sondującej S310-28. Urządzenie rejestrowało promieniowanie rentgenowskie emitowane na drodze fluorescencji przez atomy na powierzchni planetoidy. Emisja ta była wzbudzana przez wysokoenergetyczne promieniowanie słoneczne, głównie podczas rozbłysków. Energia promieniowania była charakterystyczna dla poszczególnych pierwiastków. Umożliwiała stwierdzenie ich obecności oraz określenie koncentracji w warstwie powierzchniowej.
Jednostka XRS-S została umieszczona na panelu dolnym (-Z) sondy Hayabausa, od strony +X. Podczas badań planetidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości urządzenie to było skierowany w stronę nadiru. Miało miał postać prostopadłościennej jednostki przymocowanej do panelu sondy za pomocą 4 stopek. W jego skład wchodził kolimator, zespół detektora, monitor słonecznego promieniowania rentgenowskiego, eleketronika detektora oraz system chłodzący.
Kolimator ograniczał pole widzenia. Miało ono wymiary 3.5 x 3.5 stopnia. Detektorem był układ CCD. Zakres energetyczny pomiarów wynosił 0.7 - 10 KeV. Rozdzielczość pomiarów energii wynosiła 100 eV przy 1.5 keV i 160 eV przy 5.9 KeV. Detektor był utrzymywały w temperaturze od -40 do około +30stC za pomocą chłodziarki termoelektrycznej i dużego radiatora. Radiator był umieszczony od strony zwróconej na planetoidę. Ponieważ był termicznie odizolowany od struktury sondy umożliwiał również pomiary emisji termicznej w trakcie lądowań na planetoidzie. Sygnał z detektora CCD był wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki XRS-AE.
Monitor słonecznego promieniowania rentgenowskiego pozwalał na uwzględnienie dużej zmienności intensywności i profilu spektralnego słonecznego promieniowania rentgenowskiego podczas analizy danych. Znacznie zwiększało to dokładność oszacowań składu pierwiastkowego powierzchni. Składał się ze standardowej próbki geologicznej. Emisja rentgenowska wzbudzona w niej przez promieniowanie słoneczne była rejestrowana przez detektor CCD. Próbka służyła też do kalibracji instrumentu w czasie lotu. Ponadto do kalibracji wykorzystano pomiary znanych astronomicznych źródeł rentgenowskich, takich jak pozostałość supernowej Keplera oraz pomiary niewidocznej strony Księżyca w czasie przelotu sondy koło Ziemi.
Elektronika analogowa XRS-AE mieściła się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora był odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie był ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwalał na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej XRS-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto XRS-AE zawierał konwerter zasilania DC/DC odbierający prąd z zasilacza sondy i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.
Elektronika cyfrowa XRS-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwalała na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Obróbka danych z detektora obejmowała ekstrakcję wydarzeń związanych z oddziaływaniem chipa CCD z fotonami rentgenowskimi i ich sortowanie według intensywności. Dzięki temu dane mogły być analizowane jako histogramy.
-
RS
Eksperyment radiowy sondy Hayabausa posłużył do badań pola grawitacyjnego oraz rozkładu masy we wnętrzu planetoidy. Wraz z modelem kształtu planetoidy umożliwiło to określenie jej gęstości, a tym samym na zebranie informacji na temat struktury wewnętrznej tego obiektu.
W eksperymencie RS został użyty system komunikacyjny sondy. Był on wykonywany na bazie śledzenia przesunięć dopplerowskich w sygnale emitowanym głównie przez antenę wysokiego zysku. Wahania w zakresie przesunięć były spowodowane zmianami szybkości sondy względem Ziemi i umożliwiały określenie masy planetoidy oraz jej zróżnicowania. Częstotliwości odniesienia dostarczał oscylator ultrastabilny dostarczony przez NASA.
-
Cel misji - planetoida 25413 Itokawa
Planetoida 25413 Itokawa (1998 SF36) została odkryta 26 września 1998 r podczas przeglądu LINEAR (Lincoln Near-Earth Asteroid Research) prowsadzonego przez Siły Powietrze USA, NASA i Laboratorium Linkolna (Lincoln Laboratory) w MIT (Massachusetts Institute of Technology) za pomocą teleskopu znajdującego się na poligonie White Sands (White Sands Missile Range - WSMR) w pobliżu miejscowości Socorro w Nowym Meksyku. Nazwa została nadana w sierpniu 2003 r, na pamiątkę Hideo Itokawy, japońskiego inżyniera rakietowego i twórcy techniki rakietowej w tym kraju. Należy do klasy NEO. Jest również zaliczana do rodziny Apolla oraz do planetoid przecinających orbitę Marsa. Jej orbita charakteryzuje się peryhelium w odległości 1.695 AU, aphelium 0.953 AU, półosią wielką długości 1.324 AU, ekscentrycznością na poziomie 0.280, inklinacją 1.622° i okresem obiegu 1.52 roku ziemskiego (556.355 dnia). Najbliżej Ziemi, w odległości 6 milionów kilometrów planetida znalazła się 29 marca 2001 roku.
Jasność całkowita planetoidy wynosi 19.2 magnitudo (amplituda rzędu 0.8 magnitudo) a albedo ocenione na bazie obserwacji naziemnych - 0.2 - 0.3. Okres rotacji został oszacowany na 12.1 godziny. Oś rotacji jest prawie prostopadła do płaszczyzny ekliptyki. Obserwacje radarowe wykonane za pomocą radioteleskopu w Goldstone w 2001 r wykazały, że ma ona kształt wydłużonej elipsoidy o długości 630 +/- 60 m li szerokości 250 +/- 30 m.
Planetoida należy do typu spektralnego S(IV). Jej spektrum charakteryzuje się obecnością silny linii absorpcyjnych przy 1 μm i 2 μm. Odpowiada to chondrytom zwyczajnym L lub LL. Główną różnicą jest skos spektralny w części czerwonej. Jest on spowodowany przez obecność 0.05% żelaza nanofazowego (npFe0). Jest to produkt działania pogody kosmicznej na powierzchnię.
-
Historia misji
Koncepcja misji pozwalającej na pozyskanie próbek z planetoidy powstałą w Japonii już w 1986 r, jednak w tym okresie nie zyskała poparcia. Propozycja misji MUSES-C została zaproponowana w 1995 r. Prace nad projektem rozpoczęto w 1996 r. Celem misji była planetoida 4660 Nereus. Start zaplanowano na rok 2001. W trakcie prac nad sondą dokonano niewielkich zmian, takich jak postać znacznika celu który początkowo miał mieć kształt płytki a potem sześcianu. Ponadto zmieniono sposób składania tuby SMP - początkowo miała ona składać się z dwóch odcinków wsuniętych teleskopowo i odgiętych na panel dolny sondy. Dodano również niewielki lądownik MINERVA.
W 2000 r w realizacji powstało opóźnienie spowodowane problemami napotkanych podczas budowy pojazdu. W związku z tym cel misji został zmieniony - stała się nim planetoida 1989 ML (10302). Okno startowe trwało w okresie między listopadem a grudniem 2002 r. Nominalną datą startu był 24 listopada 2002 r. Jednak katastrofa rakiety M-5 10 lutego 2000 r z satelitą astronomicznym ASTRO-E spowodowała kolejne opóźnienie misji. Zawiódł wtedy silnik pierwszego stopnia, co wymagało przeprowadzenia dochodzenia. W związku z tym start został przesunięty na grudzień 2002 r. W trakcie końcowych przygotowań sondy wykryto jednak wadliwą uszczelkę w systemie kontroli orientacji. Była ona wykonana z materiału innego niż w specyfikacjach. Sonda posiadała kilka takich uszczelek, tak więc konieczne stało się ich przebadanie. Wymusiło to kolejne opóźnienie misji. Cel lotu został zmieniony ponownie - stała się nim planetida 1998 SF36, nazwana później 25143 Itokawa. Okno startowe otwierało się w maju 2003 roku.
-
Początkowo w misji miała brać również agencja NASA, dostarczając miniaturowego łazika (MUSES-C Nanorover, MUSES-C NASA Rover - MUSES-CN). Projekt ten był prowadzony przez JPL w ramach rozwoju technologii zrobotyzowanych. Uważano, że łaziki tego typu (Small Science Vehicle - SSV) będą mogły znaleźć zastosowanie w badaniach również innych planetoid a także komet, Księżyca i Marsa. Łazik miał zostać zainstalowany na panelu bocznym -Y sondy. Miał zostać odłączony zaraz po dotarciu sondy na powierzchnię planetoidy w trakcie procedury pobierania próbek. Następnie miał wykonać serię pomiarów naukowych i przejazdów. Czas trwania misji był planowany na 1 miesiąc. Do głównych celów naukowych robota miały należeć: wykonanie badań tekstury, morfologii, i składu warstwy powierzchniowej w skalach mniejszych niż 1 mm; określenie pionowej struktury regolitu poprzez obserwacje obszarów jego zaburzeń i śladów kół łazika; oraz nałożenie ograniczeń na właściwości cieplne i mechaniczne warstwy powierzchniowej. Pojazd miał mieć kształt prostopadłościanu i masę ok. 1.2 kilograma. Miał poruszać się za pomocą czterech kół. Energii elektrycznej miały dostarczać ogniwa słoneczne pokrywające wszystkie powierzchnie łazika. Gdyby łazik przewrócił się podczas jazdy miałby nadal zapewnione zasilanie. Mógłby więc aktywować osie kół, co pozwoliłoby na obrót na odpowiednią stronę. Dane miały być transmitowane do sondy macierzystej. W skład aparatury naukowej mała wejść kamera multispektralna (Multispectral Camera); spektrometr bliskiej podczerwieni (Nera-Infrared Spectrometer) oraz spektrometr promieniowania rentgenowskiego i cząstek alfa (Alpha/X-ray Spectrometer - AXS). Kamera miała wykonywać zarówno zdjęcia panoramiczne jak i zbliżenia mikroskopowe. Miała być obracana, co pozwalało zarówno na obrazowanie gruntu koło łazika jak również krajobrazu i nieba. W ramach prac nad projektem testowano modele łazika. Koszt zbudowania pojazdu był początkowo szacowany na 21 mln dolarów. Jednak wstępne prace wykazały, że zostałby znacznie przekroczony. Tak więc przedsięwzięcie zostało zarzucone 3 listopada 2001 roku. Udział NASA w misji został ograniczony do wykonania testów osłony termicznej kapsuły powrotnej w tunelu aerodynamicznym w Ames Research Center, udostępnienia stacji DSN, pomocy w nawigacji oraz obserwacji spektrometrycznych powrotu kapsuły.
-
PRZEBIEG MISJI
Sonda Hayabusa wystartowała ostatecznie dnia 9 maja 2003 roku za pomocą rakiety M-5 (Mu-5), egzemplarz nr 5. Miejscem startu był japoński kosmodrom Kagoshima Space Center. Start odbył się o godzinie 04:29:25 UTC. Dwa pierwsze stopnie rakiety umieściły pojazd na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie stopień 3 przeniósł go na orbitę okołosłoneczną. Po oddzieleniu od rakiety nośnej pojazd z powodzeniem rozłożył panele słoneczne i nawiązał łączność ze stacjami naziemnymi. Start przebiegał bez żadnych problemów.
-
Po starcie rozłożono tubę instrumentu SMP i wykonano wszechstronne testy jej systemów. Pierwszy silnik jonowy został uruchomiony 27 maja 2003 r. Następnie sonda przeszła do normalnego lotu międzyplanetranego. Trajektoria lotu do planetoidy nosiła nazwę EDVEGA (Electric Delta-V Earth Gravity Assist). W czasie lotu do zmian kształtu orbity okołosłonecznej był używany napęd jonowy. Sonda wykonała również manewr wsparcia grawitacyjnego podczas przelotu koło Ziemi.
Użytkowanie wszystkich trzech silników jonowych rozpoczęło się 25 czerwca 2003 r. 12 maja 2004 r sonda wykonana została korekta trajektorii przygotowująca tor sondy do przelotu koło Ziemi. Zmiana szybkości była niewielka, wyniosła 13.2 cm/s.
19 maja 2004 r sonda wykonała przelot koło Ziemi umożliwiający wykorzystanie wsparcia grawitacyjnego. Największe zbliżenie miało miejsce o godzinie 06:23 UTC. Pojazd przeleciał wtedy na wysokości 3 725 ponad południową częścią Oceanu Spokojnego. W trakcie przelotu wykonał zdjęcia Ziemi i Księżyca oraz pomiary kalibracyjne.
Jesienią 2003 r duża aktywność słoneczna spowodowała degradację paneli słonecznych. Spowodowało to spadek ich wydajności, co zmniejszyło zdolność produkcji energii zasilającej silniki jonowe. Tak więc przylot do celu opóźnił się z czerwca 2005 r do połowy września 2005 r.
9 września 2004 r łączy czas pracy silników jonowych wyniósł 20 000 godzin. Do tego czasu silniki zużyły 20 kg ksenonu, a łączna zmiana szybkości wyniosła 1 300 m/s.
-
Planetida Itokawa została po raz pierwszy zaobserwowana przez szperacz gwiazd w połowie lipca 2005 r. 7 lipca odległość sondy od planetoidy wynosiła 143 100 km. 31 lipca 2005 roku awarii uległo jedno z 3 kół reakcyjnych (w osi X). Sonda mogła jednak nadal pracować z użyciem dwóch kół i silników chemicznych. Po dotarciu do odległości 4 800 km od planetoidy, 28 sierpnia 2004 roku silniki jonowe sondy zostały wyłączone. W tym czasie sonda zbliżała się do planetoidy z szybkością 32 km/h. Do tego momentu silniki jonowe pracowały przez 25 800 godzin. Zużyły 22 kg ksenonu. Łączna zmiana szybkości wyniosła 1.4 km/s.
W dalszym etapie zbliżania się do celu szybkość sondy była zmniejszana przez silniki chemiczne. 2 września odległość do planetoidy wynosiła 1 550 km, 6 września - 500 km, a 7 września - 220 km. Szybkość zbliżania się w końcowym etapie wynosiła 7 km/h.
Ostatni manewr silnikowy pojazd wykonał 12 września 2005 r, o godzinie 01:17 UTC. Spowodował on zmniejszenie szybkości względem planetoidy do 0 i zajęcie pozycji stacjonarnej względem niej. W trakcie badań planetoidy sonda nie weszła na orbitę wokół planetoidy. Pozostała na orbicie heliocentrycznej, w odległości 20.25 kilometrów od powierzchni planetoidy, w tzw. pozycji wejściowej (Gate Poition - GP). Po kilku dniach od dotarcia na tą pozycję rozpoczęły się badania naukowe. Była to pierwsza faza globalnych badań asteroidy. Sonda znajdowała się wtedy mniej więcej na linii łączącej planetoidę z Ziemią. Kąt fazowy podczas tej fazy był mały, nie większy niż 20 - 25 stopni. W fazie 2, która trwała tydzień sonda zajęła pozycję blisko terminatora, co pozwoliło na obserwacje w dużym kącie fazowym. W tym okresie pojazd nawigował samodzielnie z powodu dużego opóźnienia czasowego w komunikacji z Ziemią. Autonomiczny system nawigacyjny był jedną z testowanych technologii.
W dalszej kolejności dwa razy zmniejszano odległość od planetoidy. 15 września odległość została zredukowana do 17 km, a 19 września - do 15 km. 21 września odległość została ponownie zwiększona do 19.5 km. 26 września odległość ponownie zredukowano do 16 km. Następnie 30 września 2005 r statek zmniejszył odległość do obiektu do 6.8 km, i znalazł się w tzw. pozycji bazowej (Home Position - HP). Z niej prowadził obserwacje i pomiary o wysokiej rozdzielczości, pozwalające na wybór miejsca poboru próbek.
3 października nastąpiła awaria drugiego koła reakcyjnego, w osi Y. Odnotowano to o godzinie 08:08 UTC. Udało się jednak opracować metodę kontroli orientacji za pomocą ostatniego sprawnego koła reakcyjnego (w osi Z) oraz dwóch silników systemu kontroli orientacji przestrzennej. Opracowano też oszczędnościowy plan uruchomień silników, który pozwalał na zachowanie paliwa na okres powrotu na Ziemię. W dalszej kolejności, 1 listopada odległość sondy od planetoidy została zmniejszona do 4.4 kilometra.
Badania planetoidy zakończyły się pod koniec października 2005 roku. Na podstawie zebranych danych wybrano dwie strefy lądowań i przygotowano plan działań na listopad. Zaplanowano jedną próbę lądowania (Touchdown Rehearsal - TD-Rehearsal) na 4 listopada 2005 roku oraz dwa lądowania celem pobrania próbek (Touchdown - TD) - 12 i 25 listopada. Podczas wyboru stref lądowań kierowano się przede wszystkim bezpieczeństwem. Brane po uwagę obszary musiały być pozbawione przeszkód i dostatecznie gładkie. Podczas lądowania musiała być także dostępna łączność ze stacjami naziemnymi. Pierwszą strefą lądowania (Area A) stał się duży obszar pokryty regolitem w środkowej części planetoidy nazwany MUSES Sea. Drugą strefą (Area B) stał się płaski obszar nazwany Woomera Desert na wąskim końcu planetoidy.
Próba lądowania 4 listopada 2005 roku została odwołana przez kontrolerów. Celem tego testu było zweryfikowanie prawidłowego działania wysokościomierza laserowego LRF, który był niezbędny podczas właściwego lądowania. Kolejnymi celami były: zrzucenie na powierzchnię znacznika TM w celu upewnienia się, że po oświetleniu przez statek jest on widoczny na obrazach powierzchni planetoidy; oraz zrzucenie na powierzchnię łazika MINERVA. Miejscem wykonania próby był obszar Woomera Desert. Sonda rozpoczęła zejście 3 listopada o godzinie 19:17 UTC, gdy jej odległość od powierzchni wynosiła około 3.5 kilometra. O godzinie 23:15 UTC odległość do powierzchni wynosiła 1700 metrów. 4 listopada o 01:50 UTC odległość do powierzchni wynosiła 1 km. Do wysokości 700 metrów trajektoria i kontrola orientacji przestrzennej były wykonywane prawidłowo. O godzinie 02:40 UTC komputery systemu nawigacyjnego wykryły jednak nieprawidłowy sygnał. Najprawdopodobniej z powodu pozostawania w cieniu fragmentu planetoidy kamera nawigacyjna zaobserwowała w polu widzenia dwa pozorne obiekty, będące w rzeczywistości oświetlonymi przez Słońce fragmentami planetoidy. Z tego powodu próba została przerwana. Odpowiedni sygnał z Ziemi został wysłany 4 listopada o godzinie 03:30 UTC. Statek uruchomił swoje silniki chemiczne i wzniósł się na wysokość 3 kilometrów. Wszystkie systemy działały potem nominalnie. Pomimo anulowania próby uzyskano istotne informacje inżynoeryjne.
9 listopada wykonano zbliżenie pozwalające na wykonaniu testów systemu nawigacyjnego na wysokościach do kilkudziesięciu metrów. Odbyło się ono nad obszarem Woomera Desert. Sonda bez problemów zbliżyła się do powierzchni na odległość zaledwie 70 metrów nawigując za pomocą instrumentów ONC-W1 i LIDAR. Po wyryciu powierzchni przez sensor LRF ponownie wzbiła się na wysokość około 4 kilometrów. W czasie tego manewru na powierzchnię zrzucony został znacznik celu TM-1. Sonda wykonała zdjęcia powierzchni o wysokiej rozdzielczości do celów naukowych. Na zdjęciach nawigacyjnych było też widać cień sondy na powierzchni planetoidy. Po tym teście wyznaczono nowy plan działań - dodatkowy test lądowania połączony z uwolnieniem łazika MINERVA 12 listopada, oraz dwa lądowania połączone z pobieraniem próbek 19 i 25 listopada.
Analiza zdjęć uzyskanych podczas obu zbliżeń wykazała, że obszar Woomera Desert był pokryty zbyt dużą ilością głazów o wielkości ponad 1 metra. W związku z tym lądowanie w okręgu o promieniu 60 metrów określonym przez precyzję systemu nawigacyjnego nie było bezpieczne. Tak więc drugie lądowanie próbne oraz dwa lądowania właściwe postanowiono wykonać w obszarze MUSES Sea.
Drugi test lądowania rozpoczął się 11 listopada. O godzinie 18:00 UTC odległość sody od planetoidy wynosiła 1.4 km, a o godzinie 22:59 UTC - około 900 metrów. 12 listopada o godzinie 04:00 UTC odległość od środka planetoidy wyniosła 430 metrów. O 05:20 UTC odległość od powierzchni wynosiła 200 metrów, o 05:45 UTC - 120 metrów, a o 05:55 UTC - 100 metrów. O godzinie 06:24 UTC, na wysokości 55 metrów uwolniony został łazik MINERVA. Sonda natomiast ponownie rozpoczęła wznoszenie. O 07:10 UTC znajdowała się na wysokości 1 km. Zgodnie z planem testu łazik MINERVA powinien opaść na powierzchnię około 07:30 UTC z prędkością 5 centymetrów na sekundę. Niestety jednak mikrorobot ominął cel z prędkością większą od prędkości ucieczki (dla Itokawy wynosiła ona zaledwie około 20 cm/s), gdyż do odłączenia doszło już podczas manewru wznoszenia, na pułapie 200 metrów. Wznoszenie zostało wykonane w trybie automatycznym po uzyskaniu informacji z dalmierza LRF o bliskości powierzchni, a sygnał wysłano z Ziemi mniej więcej w tym samym czasie (czas do odrbrania sygnału wynosi 16 minut). MINERVA nadawała sygnały przez okres swej żywotności (2 dni), znajdując się na orbicie okołosłonecznej. Wykonała i przesłała obrazy pokazujące panele słoneczne. 25 listopada najprawdopodobniej wróciła w okolice planetoidy na skutek hamującego działania ciśnienia wiatru słonecznego.
-
Plan każdego z dwóch lądowań mających na celu pobranie próbek był taki sam. Obejmował trzy fazy: opadanie wstępne (faza I), lądowanie autonomiczne (faza II) oraz opadanie z uwzględnieniem orientacji powierzchni i pobranie próbki (faza III). Faza I ropozczynała się od opuszczenia pozycji HP. Następnie pojazd powoli zbliżał się do planetoidy. W tym czasie używana była nawigacja mieszana - naziemna i pokładowa (Ground/Onboard-Based Hybrid Navigation - GCP-NAV). Szybkość opadania w pionie była kontrolowana pokładowo w zakresie 0.1 - 1 m/s, głównie dzięki pomiarom odległości do planetoidy dokonywana za pomocą instrumentu LIDAR. Szybkość w poziomie była kontrolowana na podstawie zdjęć z kamery ONC-W1. Obliczenia i generowanie komend były wykonywane na Ziemi. Śledzenie cech powierzchni planetoidy (Ground Control Points - GCP) pozwalało na precyzyjne określanie pozycji i szybkości sondy względem planetoidy. Na tej podstawie była określana preferowana trajektoria lądowania. Po przesłaniu odpowiednich komend z Ziemi pojazd wykonywał manewr horyzontalny względem planetoidy, który pozwoli na rozpoczęcie systematycznego zmniejszania wysokości. Na wysokości 500 metrów podejmowana była decyzja o kontynuowaniu lub anulowaniu lądowania. Następnie było tworzone 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 rozpoczynała się faza II. Była 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 30 metrów był uwalniany znacznik celu TM, który następnie opadał na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszała szybkość opadania. Dzięki temu znacznik opadał na powierzchnię zanim pojazd dotrze w jej bezpośrednie pobliże. TM będzie następnie oświetlany lampą FLASH włączaną i wyłączaną co 2 sekundy. Był fotografowany przez kamerę ONC-W1, używaną na wysokościach od 50 do 5 metrów. Odjęcie obrazów przed i po osiedleniu znacznika pozwalało na precyzyjne wyznaczenie jego pozycji. Tym samym umożliwiało korektę położenia sondy oraz na stopniowe zmniejszanie jej szybkości pionowej. Dzięki temu pojazd opadał na powierzchnię bezpośrednio nad znacznikiem. Na wysokości 30 metrów (zmierzoną za pomocą LIDAR) włączony był również dalmierz laserowy LRF. Jego cztery wiązki wykrywały powierzchnię i umożliwiały określenie orientacji sondy względem nierównego terenu. Dzięki temu pojazd mógł wykonać autonomiczne manewry korekty orientacji przestrzennej, które pozwalały na opadanie po trajektorii zgodniej z lokalnym kierunkiem pionowym. Po dotarciu na wysokość 5 metrów pojazd rozpoczynał całkowicie swobodne spadanie. Następnie koniec tuby systemu SMP uderzał w powierzchnię. Spowodowało to skrócenie się tuby, co zostało wykryte za pomocą LRF. Ponadto detekcję lądowania umożliwiało wykrycie zmiany tempa rotacji sondy wzdłuż poszczególnych osi oraz zmiany jej przyspieszenia za pomocą sensorów IMU i ACC. Lądowanie na powierzchni następowało z szybkością poniżej 10 cm/s. Zaraz po dotknięciu powierzchni z systemu SMP miał zostać wystrzelony pocisk, który miał wybić pył z powierzchni. Bezpośrednio po pobraniu próbki następował start sondy. Cała procedura od momentu kontaktu z gruntem do startu powinna trwać zaledwie około jednej sekundy. Chwilę później sonda miała rozpocząć wznoszenie. W tym czasie pył wprowadzony do tuby miały przelecieć przez cały system poboru próbek i dostać się do odbiornika próbek. Na wysokości 100 metrów sonda miała odebrać komendy z Ziemi. Ostatecznie miała wrócić do pozycji HP. Łącznie podczas obu lądowań planowano zebranie próbki o masie 1 - 10 gramów.
-
Pierwsze lądowanie (TD1) zostało wykonane 19 listopada. W jego trakcie obrotowy cylinder systemu SMP znajdowała się w pozycji otwierającej komorę 2 odbiornika próbek. Lądowanie zakończyło się jednak niepowodzeniem. Początkowo systemy nawigacyjne działały prawidłowo. O godzinie 19:30 UTC zonda rozpoczęła schodzenie z wysokości 450 metrów. O godzinie 19:40 UTC odległość wynosiła 420 m, o 20:00 UTC - 370 m, o 20:10 UTC - 290 metrów, o 20:20 UTC - 230 m, o 20:30 UTC - 160 m, a o 20:40 UTC - 90 metrów. Szybkość sondy podczas końcowego etapu zbliżania się do powierzchni wynosiła około 12 centymetrów na sekundę. Na wysokości 40 metrów, o godzinie 20:50 UTC został uwolniony znacznik celu TM-2. Zawierał on 880 000 imion ludzi, którzy zgłosili je przed misją. Opadł on prawidłowo na powierzchnię w południowo - wschodniej części obszaru MUSES Sea. Ttrwało to około 400 sekund. Po uwolnieniu TM-2 sonda autonomicznie zmniejszyła swoją szybkość do 9 centymetrów na sekundę. Następnie na wysokości 35 metrów sonda przełączyła pomiary wysokości na wysokościomierz laserowy LIDAR i dalmierz LRF. Szybkość była zmniejszała w celu osiągnięcia wartości zerowej na wysokości 25 metrów. Na wysokości 17 metrów sonda rozpoczęła swobodne spadanie, przełączając się w tryb kontroli orientacji przestrzennej oparty na pomiarach kształtu jej powierzchni za pomocą LRF. W tym punkcie statek planowo zatrzymał transmisję danych telemetrycznych na Ziemię, i wszedł w tryb nadawania za pomocą radiolatarni (co pozwalało na lepsze pomiary dopplerowskie) poprzez przełączenie nadawania na anteny LGA pokrywające większy obszar. Następnie o godzinie 21:10 UTC koniec tuby SMP dotknął powierzchni prawie dokłądnie w zaplanowanym punkcie, odchylenie od niego wyniosło tylko około 30 centymetrów. Miejsce to znajdowało się w punkcie o współrzędnych 6stS, 39stE. Po kilkukrotnym odbiciu sonda znieruchomiała o godzinie 21:30 UTC. Procedura poboru próbek nie została jednak wykonana. Sonda utrzymywała kontakt z powierzchnią aż do otrzymania polecenia wznoszenia. W ten sposób sonda stała się pierwszym w historii astronautyki statkiem kosmicznym który wystartował nie tylko z powierzchni planetoidy, ale także ciała niebieskiego innego niż Księżyc. Po starcie wysłano do sondy komendę wejścia w tryb bezpieczny (Safe Mode). Komedna jednak nie została wykonana. Przyczyną był pomiędzy pokładowym oprogramowaniem kontrolującym i obliczającym kolejność wydarzeń. Spowodowało to reset komputera i opóźniło wejście w tryb bezpieczny. Łączność z sondą nawiązano ponownie 20 listopada o godzinie 00:32 UTC. Sonda znajdowała się wtedy na wysokości około 200 metrów nad powierzchnią, a nie na planowanych 3 kilometrach. Była stabilizowana obrotowo w automatycznym trybie bezpiecznym.
Powrót do normalnego trybu działania i stabilizacji trójosiowej trwał do 21 listopada. Sonda oddaliła się od planetoidy na 100 kilometrów i przez następnie kilka dni wracała do pozycji HP. Termin kolejnej próby lądowania, nie zmienił się jednak - był to 25 listopad.
Analiza danych zgromadzonych przez sondę podczas lądowania i przesłanych na Ziemię w trakcie następnych dwóch dni wykazały, że pojazd zetknął się z powierzchnią końcem instrumentu SMP, dwa razy odskoczył (z szybkością 10 centymetrów na sekundę w obu przypadkach), a następnie opadł na powierzchnie. Pozostawał tam anormalnie długo - aż 30 minut. Najprawdopodobniej podczas lądowania dolny koniec instrumenty SMP oraz koniec jednego z paneli słonecznych zetknęły się z powierzchnią. Anomalie były spowodowane najprawdopodobniej tym, że funkcjonowanie sensora FBS zostało zakłócone przez zabłąkane światło. W ten sposób wykrył on fałszywą przeszkodę terenową. W tych warunkach procedura poboru próbek została przerwana. Sonda miała wznieść się ponad powierzchnię, ale rpocedura ta zostałą autoamtycznie zablokowana. Tak więc sonda pozostała na powierzchni i przewróciła się na bok. Wydarzenia te miały miejsce podczas braku łączności w trakcie przełączania odbioru danych ze stacji DSN na stację w Usuda.
22 listopada odległość od planetoidy wynosiła 77 km. 23 listopada wynosiła ona około 40 km, a 24 listopada - 20 km.
-
Druga próba lądowania (TD2) została wykonana zgodnie z planem, 25 listopada 2005 r. W tym czasie obrotowy cylinder systemu SMP znajdował się w pozycji otwierającej komorę 1 odbiornika próbek. Sonda lądowała w rejonie MUSES Sea, w tym samym miejscu co poprzednio, używając znacznika celu TM-2, który znajdował się już na powierzchni. Kolejny znacznik nie został wypuszczony, aby nie zdezorientować autonomicznego systemu nawigacyjnego. Sonda rozpoczęła schodzenie na wysokości 1 kilometra ponad powierzchnią. W fazie opadania z zastosowaniem sensorów laserowych pojazd pracował w pełni autonomicznie. Następnie z centrum Kontroli Misji w Sagamihara (Sagamihara Deep Space Control Room) wydano komednę kontynuowania lądowania. Do sondy przetransmitowało sygnał rozpoczynający wirtualne wypuszczenie znacznika TM. Do tego czasu znacznik znajdujący na powierzchni został już rozpoznany przez kamerę ONC-W1 i system nawigacyjny sondy. Na wysokości 35 metrów sonda opadała z szybkością 4.5 centymetra na sekundę. Wtedy wyłączyła wysokościomierz laserowy LIDAR i przeszła na nawigację za pomocą sensora LRF. Na wysokości 14 metrów statek zmieniał swoją orientację przestrzenną, aby ustawić się pionowo do powierzchni planetoidy i utrzymać swoją oś Z pod kątem prostym w stosunku do wygiętej powierzchni planetoidy. W tym czasie sonda przestała transmitować dane telemetryczne, i transmitowała tyko dane dopplerowskie. Tryb pracy LRF został następnie zmieniony z trybu określania odległości do trybu kontroli instrumentu SMP. Próbnik transmitował dane do stacji DSN w Goldstone za pomocą anteny wysokiego zysku HGA. Sonda zetknęła się z powierzchnią o godzinie 22:07 UTC. Szybkość podczas lądowania wynosiła 10 centymetrów na sekundę. Następnie z instrumentu SMP miały zostać wystrzelone dwa pociski w odstanie 0.2 sekundy, w celu zebrania takiej ilości materiału jaka była możliwa. LRF zaobserwował skrócenie się instrumentu SMP o około 10 centymetrów. Początkowa analiza uzyskanych danych zdawała się potwierdzać wystrzelenie pocisków. Jednak ostatecznie nie udało się potwierdzić uruchomienia systemów wyrzucających. Ich wystrzelenie stało więc pod znakiem zapytania. Po wykonaniu procedury pobrania próbek sonda wzbiła się z powierzchni planetoidy. W tym czasie odbiór danych został przełączony ze stacji DNS w Goldstone na stację w Usuda. Sonda zajęła stacjonarną względem planetoidy pozycję w odległości 6.5 km od jej powierzchni. Wykryto wtedy problemy z silnikami chemicznymi. Z tego powodu sonda przełączyła się w tryb bezpieczny i zaczęła wirować wokół własnej osi. Problemy z systemem kontroli orientacji były poważne. Z jego części A nastąpił wyciek gazu. Zawór w systemie B prawdopodobnie zamarzł. Nastąpił też reset większości systemów z powodu niedoboru energii i spadku temperatury wewnętrznej. Zagroziło to bezpieczeństwu misji, ponieważ sonda musiała rozpocząć powrót na Ziemię najpóźniej 10 grudnia 2005 r. Powrót na Ziemię był wtedy planowany na czerwiec 2007 roku.
-
Próby przywrócenia właściwej orientacji przestrzennej nie przebiegały pomyślnie. 27 i 28 listopada nastąpiła przerwa w łączności. Jednak 29 listopada o 01:00 UTC udało się przywrócić komunikację poprzez antenę niskiego zysku. Szybkość transmisji danych wynosiła tylko 8 bps. Sonda wykonywała 1 obrót w czasie 6 sekund, a łączność była możliwa tylko przez 1 sekundę w czasie każdego obrotu. Część danych zebranych podczas ostatniego lądowania została utracona.
30 listopada rozpoczęło się przywracanie normalnej łączności poprzez automatyczne funkcje diagnostyczne. 2 grudnia rozpoczęło się uruchamianie silników chemicznych, i uzyskano niewielki ciąg, ale nie udało się w pełni przywrócić ich działania. 3 grudnia stwierdzono, że kąt pomiędzy anteną wysokiego zysku (w osi +Z) i Słońcem (a także Ziemią) zwiększył się z 20 do 30 stopni. Jako awaryjną metodę kontroli orientacji zastosowano wyrzucanie gazowego ksenonu przeznaczonego jako paliwo dla silników jonowych. Do 4 grudnia ta metoda pozwoliła na zmniejszenie szybkości wirowania, potwierdzając swoją skuteczność. 5 grudnia kąt pomiędzy anteną wysokiego zysku a Słońcem wahał się w granicach 10 - 20 stopi. Udało się przywrócić połączenie telemetryczne z szybkością 256 bps poprzez antenę średniego zysku. Z danych przesłanych na Ziemię wywnioskowano, że podczas lądowania żaden pocisk nie został wystrzelony z prawdopodobieństwem 80%. Na 4 minuty przed lądowaniem automatycznie została bowiem uruchomiona procedura bezpieczeństwa blokująca wystrzelenie.
6 grudnia odległość sondy od Itokawy wynosiła 550 kilometrów, a od Ziemi - 290 milionów kilometrów. Sonda oddalała się od planetoidy z szybkością około 5 kilometrów na godzinę. Na tym etapie zespół misji planował uruchomienie silnika jonowego w celu rozpoczęcia powrotu na Ziemię (nie wcześniej niż 14 grudnia). 8 grudnia statek wirował powoli, z tempem około 6 minut. Wyrzuty ksenonu okazały się niewystarczające do przywrócenia sondzie odpowiedniej orientacji. 9 grudnia nastąpiła kolejna utrata łączności z sondą. Była ona prawdopodobnie spowodowana uwolnieniem zarzniętych pozostałości gazu dla silników kontroli orientacji. 14 grudnia poinformowano, że powrót na Ziemię opóźni się o co najmniej rok.
Statek kosmiczny mógł samoistnie zwolnić tempo wirowania wokół osi anteny wysokiego zysku. Niemodulowany sygnał z radiolatarni sondy udało się odebrać dopiero 23 stycznia 2006 roku. Pozycja osi wirowania sondy przesunęła się o 90 stopni. Antena wysokiego zysku znajdowała się w kierunku około 70 stopni w kierunku Ziemi. Próby nawiązania łączności w kierunku Ziemi - sonda początkowo nie przebiegały pomyślnie, ale 26 stycznia autonomiczne systemy na sondzie zaczęły odpowiadać na komendy wysyłane z Ziemi. Uzyskane dane pokazały, że statek jeden raz całkowicie stracił zasilanie. Część baterii chemicznych uległa całkowitej degradacji i nie nadawała się do użytku. Paliwo chemiczne wyczerpało się całkowicie, ale ilość ksenonu pozostała niezmieniona, na pokładzie znajdowały się 42 kilogramy tego gazu.
6 lutego rozpoczęły się kolejne próby kontrolowania orientacji poprzez stosowanie wyrzutów ksenonu. Po załadowaniu nowego oprogramowania antena wysokiego zysku przesuwała się o 2 stopnie na dzień i osattecznie uzyskała orientację prawie zgodną z kierunkiem do Ziemi. 4 marca kąt między Słońcem a osią anteny został zmniejszony do 14 stopni. Komunikacja była stopniowo ulepszana i 25 marca uzyskano transmisję dane telemetrycznych przez antenę niskiego zysku z szybkością 8 bps. 1 marca odzyskano zasilacz systemu radiowego. 4 marca odzyskano pełną zdolność wymiany danych za pomocą anteny średniego zysku z szybkością 32 bps. 6 marca odzyskano pełną łączność za pomocą anteny średniego zysku. Ponadtp w oparciu o pomiary dopplerowskieudało się precyzyjnie określić orbitę, po 3 miesiącach przerwy. Hayabusa znajdowała się w odległości 13 000 kilometrów od Itokway, 190 milionów kilometrów od Słońca i 330 milionów kilometrów od Ziemi. Oddalała się od planetoidy z szybkością 3 metrów na sekundę.
W okresie od marca do kwietnia 2006 roku statek wykonał operacje nagrzewania w celu usunięcia z wnętrza lotnych płynów. Od końca kwietnia do połowy maja wykonano testy działania silników jonowych. Silniki B i D były w bardzo dobrym stanie, takim jak podczas przylotu do Itokway. Testy silnika C odłożono do stycznia 2007 roku, z powodu konieczności poczekania na zmniejszenie odległości do Słońca i zwiększony poziom dostępnej energii. Silnik A był rezerwowy i do tej pory nie był używany pzrez długie okresy czasu. Do dalszego lotu potrzebne były 2 silniki. 2 tygodnie wcześniej tempo wirowania pojazdu zostało obniżone do 0.2 rpm w celu zmieszenia zużycia ksenonu do kontroli orientacji. W styczniu udało się w pełni naładować 7 baterii litowych. 4 dalsze były trwale uszkodzone. 31 stycznia odbiornik próbek został przesunięty do pojemnika w kapsule powrotnej. Kapsuła została następnie hermetycznie zamknięta. W tym czasie obrotowy cylinder SMP znajdował się w pozycji zamykającej obie komory odbiornika próbek.
Sonda opuściła sąsiedztwo orbity Itokawy ponownie uruchamiając silniki jonowe 25 kwietnia 2007 r o godzinie 05:30 UTC. Wtedy też rozpoczęła fazę powrotu na Ziemię. Wkrótce potem nastąpiła awaria silnika jonowego B. Nastąpił w nim wzrost napięcia w neutralizatorze, przez co musiał on zostać wyłączony.
-
Pierwsza faza powrotu z wykorzystaniem silników jonowych została zakończona 24 października 2007 r. Łączny czas pracy silników jonowych wyniósł 31 000 godzin, a sumaryczna zmiana szybkości - 1 700 m/s.
Druga faza powrotu na Ziemię rozpoczęła się uruchomieniem ostatniego sprawnego silnika jonowego sondy (silnika D). Nastąpiło to 4 marca 2009 r o godzinie 02:35 UTC. Dzięki temu możliwa stała się ostateczna modyfikacja orbity pozwalająca na powrót w okolice Ziemi. Zaplanowana w tym celu zmiana szybkości wynosiła 400 m/s. W tym okresie wystąpiły kolejne poważne problemy. 13 sierpnia 2009 r sonda weszła w tryb bezpieczny, co prawdopodobnie było spowodowane niedoborem energii eleketrucznej w aphelium orbity. W związku z tym silnik jonowy został wyłączony. Po powrocie do normalnego trybu działania uruchomienie silnika jonowego zostało przełożone aż do wzrostu poziomu zasilania. Silnik został ponownie włączony 26 września. Zgodnie z realizowanym planem powrotu sondy powinien on działać do marca 2010 r.
Ostatni ze sprawnych silników jonowych uległ awarii 4 listopada 2009 r. W jego neutralizatorze wystąpił znaczny wzrost napięcia. Z powodu utraty ostatniego silnika szanse na powrót na Ziemię znacznie spadły. Inżynierowie zajmujący się sondą opracowali jednak metodę zastosowania neutralizatora silnika A i źródła jonów silnika B do dostarczenia odpowiedniej zmiany szybkości. Silniki jonowe w tym trybie zostały z powodzeniem uruchomione 19 listopada.
-
13 stycznia 2010r sonda weszła w strefę w której wpływ grawitacyjny Ziemi przewyższał wpływu Słońca. 5 marca silniki jonowe zostały wyłączone. Odległość sondy do Ziemi wynosiła 160 000 km. 27 marca zakończył się manewr TMC-0. Rozpoczął nakierowywanie trajektorii sondy na krawędź tarczy Ziemi. Po jego zakończeniu odległość sondy od środka Ziemi wynosiła 20 000 km. Ten i kolejne manewry zostały wykonane za pomocą silników jonowych. 1 maja o godzinie 11:00 UTC rozpoczęty został manewr TMC-1 nakierowujący trajektorię na krawędź tarczy Ziemi. Trwał on 64 godziny. Po jego zakończeniu 4 maja odległość sondy od Ziemi wynosiła 16.6 milionów kilometrów. 22 maja o 22:37:28 UTC rozpoczął się 90-godzinny manewr TMC-2 kończący nakierowywanie na krawędź tarczy. Zmiana szybkości wyniosła 5 m/s. 3 czerwca o 03:00 UTC rozpoczął się manewr TMC-3 nakierowujący trajektorię na Australię. Zakończył się on 5 czerwca o 04:44 UTC. Ostatni manewr przygotowujący do powrotu na Ziemię, TMC-4 rozpoczął się 9 czerwca o godzinie 03:30 UTC. Trwał 2.5 godziny. Jego celem było dokładne nakierowanie sondy na obszar lądowania kapsuły. Sonda poruszała się po zaplanowanej trajektorii.
-
Lądowanie kapsuły powrotnej odbyło się 13 czerwca 2010 r. Sonda znajdowała się wtedy na trajektorii kolizyjnej z Ziemią. Kapsuła została odłączona o godzinie 10:51 UTC. W atmosferę weszła o godzinie 13:51 UTC, na wysokości około 200 km. Prędkość wejścia w atmosferę wynosiła 12 km/s. Maksymalne przeciążenie podczas lądowania osiągnęło 25 G w około 30 punktach trajektorii. W czasie lądowania nastąpiło hamowane aerodynamiczne. Następnie na wysokości około 10 kilometrów od kapsuły oddzielona została osłona termiczna i osłona górna. Sama kapsuła rozłożyła natomiast spadochron i powoli opadała na powierzchnię. Trwało to około 20 minut. Miejscem lądowania był poligon Woomera (Woomera Prohibited Area - WPA) położony w Australii. Lądowanie nastąpiło około godziny 14:10 UTC. Przebiegało bez zakłóceń. Kapsuła nie uległa uszkodzeniom. Została odnaleziona przez załogę helikoptera. Sonda uległa natomiast zniszczeniu wchodząc z atmosferę Ziemi. Lądowanie kapsuły i deorbitacja sondy były obserwowane fotograficznie i spektrometrycznie w celu zebrania informacji inżynieryjnych.
14 czerwca odnaleziono osłonę termiczną. Zabezpieczono ją następnego dnia. Następnie została ona poddana badaną w celu określenia jak zniosła przelot przez atmosferę. Po odzyskaniu kapsuła powrotna została zabezpieczona i przesłana do Japonii. W laboratorium JAXA w miejscowości Sagamihara (blisko Tokio) znalazła się 18 czerwca. 24 czerwca rozpoczęto otwieranie pojemnika na próbki. Związane z tym procedury trwały 2 tygodnie. Powierzchnia kapsuły została dokładnie oczyszczona ze wszelkich pyłów. Następnie pojemnik na próbki został wyciągnięty w czystej komorze i przeniesiony do kolejnej komory o wysokiej czystości. Minimalizowano to możliwości jego zanieczyszczenia. Badania rentgenowskie pojemnika nie wykazały w nim obecności drobin o wielkości ponad 1 mm. Po otworzeniu pojemnika w czystej komorze rozpoczęły się poszukiwania w nim drobin pyłu z powierzchni planetoidy. Zostały wykonane za pomocą mikroskopu optycznego i spektrometru bliskiej podczerwieni/światła widzialnego. Trwały kilka miesięcy. Po otwarciu pojemnika szybko jednak znaleziono drobiny o średnicy do 1 mm. Nie było jednak jasności czy pochodzą one z planetoidy czy też są zanieczyszczeniami z Ziemi. Określenie ich pochodzenia wymagało długotrwałych badań. Ostatecznie jednak potwierdziły one, że pył pochodził z powierzchni planetoidy. Ziarna były początkowo przenoszone za pomocą mikromanipulatorów. Ostatecznie zdrapano je z powierzchni pojemnika za pomocą teflonowych szpatułek.
-
Pozyskane próbki zostały umieszczone w kwarcowych pojemnikach. Po podstawowej charakteryzacji były badane w kilku laboratoriach w Japonii. Początkowe analizy były wykonywane przez zespół składający się z naukowców z Japonii, USA i Australii reprezentujących różne uniwersytety i organizacje badawcze. Analizy te trwały ponad rok. W ich trakcie został określony skład chemiczny i mineralogiczny próbek. Następnie rozpoczęły się analizy szczegółowe w trakcie których niewielkie ilości zebranego materiału były rozsyłane do zainteresowanych instytucji. Większość próbek jest przechowywana w należącym to JAXA ośrodku magazynowania próbek planetarnych (Planetary Material Sample Curation Facility - PMSCF) w Sagamihara.
Pomimo licznych problemów misja zakończyła się pełnym sukcesem naukowym i inżynieryjnym. W czasie badań planetoidy kamera ONC-T uzyskała ponad 1 500 obrazów o znaczeniu naukowym (około 1 Gb danych) co pozwoliło na opracowanie globalnych ma i modeli kształtu planetoidy. LIDAR dostarczył 1 670 000 użytych w modelowaniu topograficznym. Spektrometr XRS dostarczył 6 000 spektrogramów powierzchni (około 700 godzin pomiarów) pozwalających na określenie składu pierwiastkowego materiału powierzchniowego. Instrument NIRS dostarczył ponad 80 000 spektrogramów umożliwiających badania składu mineralnego planetoidy. Już pierwsze wysokorozdzielcze obrazy planetoidy Itokawa uzyskane przez sondę pokazały kontrast pomiędzy regonami pokrytymi dużymi głazami, oraz rejonami gładkimi. Gładkie obszary są pokryte grubą warstwą drobnego i luźnego materiału. Okryto także obszary pozbawione regolitu, co odróżnia ten obiekt od wcześniej badanych planetoid, których cała powierzchnia była pokryta grubą warstwą pyłu. Było to spore zaskoczenie, ponieważ na tak małym ciele niebieskim nie spodziewano się regolitu. Zakładano także jednorodną budowę geologiczną. Dzięki danym uzyskanym przez sondę opracowano modele kształtu planetoidy, oraz rozkładu masy w jej wnętrzu. Rozmiary planetoidy zostały oszacowane na 607 x 287 x 264 m. Dzięki danym z kamer ONC-T, wysokościomierza LIDAR, oraz pomiarom przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy w ramach eksperymentu RS określono masę planetoidy, oraz jej gęstość. Gęstość oszacowano na 2.3 +/-0.3 centymetry sześcienne, co jest wartością dużo niższą od gęstości skał ziemskich, i innych planetoid typu S. Oznacza to, że planetoida jest w dużym stopniu porowata. Planetoida może więc składać się ze spojonych odłamków skalnych. Największy głaz na powierzchni, nazwany "Yoshinodai" ma szerokość około 50 metrów. Jest na tyle duży, że nie mógł powstać podczas zderzenia które wytworzyło największe zagłębienie interpretowane jako krater. W związku z tym uważa się, iż Itokawa powstała podczas rozbicia większego obiektu. Powstałe odłamki następnie skupiły się. Planetoida była potem wielokrotnie niszczona przez meteoryty. Spowodowało to segregację wielkości tworzących ją odłamków. Mniejsze skały znalazły się w niższych fragmentach planetoidy. Kształt i wielkości skał były bardzo podobne do wartości uzyskanych podczas laboratoryjnych eksperymentów symulujących proces niszczenia powierzchni przez meteoryty. Na powierzchni planetoidy znaleziono serię kandydatów na kratery. Na podstawie ich liczby oceniono, że wiek powierzchni zawiera się pomiędzy kilkoma a kilkuset milionami lat. Meteorytami najbardziej podobnymi do skał tworzących powierzchnię okazały się chondryty. Obserwacje fotometryczne planetoidy wykazały różnice w jasności różnych fragmentów powierzchni. Części jaśniejsze są prawdopodobnie obszarami odsłoniętymi niezbyt dawno. Powierzchnia w częściach ciemniejszych została natomiast zdegradowana przez promieniowanie słoneczne i mikrometeroidy.
-
Oj, działo się, działo.