Hayabusa 2 (kompendium)

[Scorus]

 Wyrzutnia pocisków składa się z trzech cylindrów wyposażonych w trzy naboje i generatory gazu. Wstrzeliwuje ona do koncentratora metalowy pocisk o masie 5 gramów. Jest on wykonany z tantalu. Występowanie tego pierwiastka na planetoidzie nie jest spodziewane, więc jest on łatwo identyfikowanym w pozyskanych próbkach. Tym samym ich zanieczyszczenia są łatwo odróżnialne. Pocisk ma kształt kulisty. Porusza się z szybkością 200 - 300 m/s. Wbijając się w grunt pozwala na wybicie drobin regolitu. Jest rozpędzany przez sprężony gaz wytwarzany na drodze reakcji chemicznej. Reagenty mają postać proszku i znajdują się we wkładzie umieszczonym w generatorze gazu.

System przenoszący próbkę ma postać obrotowej tuby umieszczonej w odpowiednim rękawie. Jest ona wsunięta w otwór w ścianie odbiornika próbek. Obrót tuby za pomocą rękawa pozwala na otworzenie wybranej komory we wnętrzu odbiornika. W ścianie tuby znajduje się prostokątne wycięcie przez które pozyskane próbki przesypywały się do komory. Po każdej procedurze poboru próbek tuba jest obraca tak, że zamyka użytą już komorę i jednocześnie odsłania komorę nie używaną. Ostatecznie po zakończeniu pobierania próbek tuba jest ponownie obracana w taki sposób, że zamyka wszystkie komory. Po zakończeniu prac w pobliżu planetoidy jest odłączana od rękawa i pozostawała w odbiorniku, który jest następnie przesuwany do pojemnika na odbiornik znajdującego się w kapsule powrotnej, wraz z zatyczką zamykającą kapsułę.

[Scorus]

 Odbiornik próbek ma postać metalowego cylindra. Składa się z części głównej, okrągłej osłony 1A zamykającej jego przednią część, łukowatej osłony 1B zamykającej powierzchnię boczną oraz półkolistych osłon 2 i 3 zamykających część tylną. Ma średnicę 48 mm i wysokość 57.5 mm. Jest podzielony na trzy komory (Sample Room 1, 2, 3 - RM1, 2, 3) do których trafią poszczególne próbki. W stosunku do sondy Hayabusa zastosowano dodatkową komorę. Na boku odbiornika znajduje się otwór w który wsunięta jest obrotowa tuba systemu przenoszącego próbki. Na boku każdej komory znajduje się okrągły otwór zasłonięty metalową zaślepką pozwalający na jej otworzenie po odzyskaniu kapsuły.

System przenoszący odbiornik pozwala na jego wsunięcie do wnętrza pojemnika na próbki znajdującego się w centrum obudowy wyposażenia modułu instrumentalnego kapsuły powrotnej. Służy do tego ładunek pirotechniczny. Odbiornik przechodzi przez otwór w bloku ablatora węglowo - fenolowego (Support Ablator) zamykającego górną część obudowy wyposażenia. Pojemnik ma postać aluminiowego cylindra. Odbiornik próbek jest blokowany w jego obrębie za pomocą klamer. Następnie pojemnik jest zamykany zatyczką złożoną z aluminiowej pokrywy pojemnika wyposażonej w uszczelkę z aluminium oraz stożkowatej sekcji złożonej z ablatora węglowo - fenolowego czyli ablatora samplera (Sampler Ablator). Zespół ten jest przesuwany za pomocą sprężyny. Aluminiowa uszczelka pokrywy pojemnika zapobiega dostawaniu się do niego gorących gazów w czasie lotu atmosferycznego. W misji Hayabsa zastosowano  tym celu podwójną uszczelkę z tworzywa sztucznego, która uległa jednak znacznej deformacji. Ponadto wysoka szczelność uszczelki pozwala na zachowanie w pojemniku substancji lotnych, takich jak gazy szlachetne. Do pojemnika wprowadzono więc igłę pozwalają na pobranie próbek gazów w trakcie lądowań na planetoidzie. Zatyczka jest blokowana przez klamry znajdujące się na brzegach pojemnika. Zespół ten jest przenoszony za pomocą sprężyny. Ablator samplera wystaje na szczycie kapsuły powrotnej. W czasie zamykania pojemnika kable obsługujące sensor monitorujący cały proces są przecinane przez przecinak kabli.

[Scorus]

ONC-T
 Kamera nawigacji optycznej - kamera teleskopowa est jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabsa 2. Służy zarówno do celów naukowych (jako główna kamera wykorzystywana w programie naukowym) jak i do obserwacji nawigacyjnych. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykonanie szczegółowych badań kształtu i rotacji planetoidy; uzyskanie globalnych map fotograficznych, topograficznych i multispektralnych planetoidy; uzyskanie zdjęć o wysokiej rozdzielczości w czasie lądowań na powierzchni; oraz wykonanie poszukiwań egzosfery. Pozwoli 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 dostarczą kontekstu dla badań zebranych próbek i umożliwiły określenie historii planetoidy. W czasie globalnych obserwacji planetoidy zdjęcia te umożliwią również wytypowanie bezpiecznego miejsca lądowania, pozbawionego przeszkód większych od 1 metra, takich jak głazy czy kratery.

W czasie lotu do planetoidy kamera jest kalibrowana z użyciem Ziemi, Księżyca i jasnych gwiazd. W czasie docierania do planetoidy umożliwia określenie globalnych właściwości spektralnych planetoidy, uzyskanie krzywych jasności oraz wykonanie poszukiwań niewielkich księżyców. Po tarciu do pozycji bazowej (Home Position - HP) w odległości 20 km od planetoidy umożliwia obrazowanie w pojedynczym paśmie spektralnym (0.55 μm) w celu uzyskania modelu kształtu o wysokiej rozdzielczości oraz w 6 pasmach o średniej szerokości w celu uzyskania globalnych map mutispektralnych o rozdzielczości 2 metrów na piksel. Podczas operacji w pobliżu planetoidy sonda wykona zbliżenia i lądowania próbne, w trakcie których znajdzie się na wysokości 5 km i 1 km (możliwe będzie również wykonanie zbliżenia na 0.1 km podczas jednego z lądowań próbnych). W tym czasie kamera uzyska zdjęcia o wysokiej rozdzielczości, pozwalające na scharakteryzowanie miejsc potencjalnego poboru próbek oraz krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Obserwacje będą również wykonywane w czasie lądowań na planetoidzie oraz podczas wznoszenia się po pobraniu próbek. Kamera pozwoli również na zlokalizowanie lądowników MASCOT i MINERVA-II. W tym celu wykona zdjęcia z odległości około 1 km po ich uwolnieniu. Pozwoli to na umieszczenie pomiarów wykonywanych przez lądowniki w ogólnym kontekście geologicznym.

Badania morfologii powierzchni z użyciem filtra 0.55 μm zostaną wykonane w skali globalnej z pozycji HP oraz w wysokiej rozdzielczości dla wybranych obszarów podczas zbliżeń i lądowań. Morfologia powierzchni dostarczy informacji na temat historii geologicznej planetoidy oraz na temat jej wielkoskalowej struktury, tzn. pozwoli na stwierdzenie czy ma ona postać zlepu rumoszu czy też jest monolitem. Informacje te będą niezbędne do określenia historii planetoidy, części Układu Słonecznego w którym powstała oraz charakterystyk jej ciała macierzystego. Globalny model kształtu planetoidy zostanie zrekonstruowany ze zdjęć uzyskanych z pozycji HP za pomocą różnych technik, takich jak analiza profili krawędzi tarczy, procedura stereogrametryczna, obrazowanie stereoskopowe czy analiza kształtu na podstawie cieni. Pozwoli on na określenie objętości planetoidy, co jest niezbędne do określenia jej gęstości. Będzie to istotny parametr umożliwiający określenie czy planetoida jest monolityczna czy też ma postać zlepu rumoszu. Dokładność określenia objętości wyniesie około 5%, co umożliwi oszacowanie gęstości z dokładnością około 7%. Morfologia oraz rozkład wielkości kraterów i głazów na powierzchni planetoidy będą niezbędne do określenia historii zderzeń jakich planetoida doświadczyła w czasie swojego istnienia lud od czasu ostatniego epizodu ponownego ukształtowania powierzchni po dużym zderzeniu. Pozwoli to na określenie wieku planetoidy lub czasu który upłynął od ostatniego epizodu odtworzenia powierzchni. Ponadto parametry te pozwolą na stwierdzenie, czy obserwowane głazy pochodzą z czasu rozbicia ciała macierzystego planetoidy, czy też stały wyrzucone podczas młodszych zderzeń. W tym celu zidentyfikowane zostaną głazy i kratery o wielkości ponad 20 metrów (z danych globalnych) i większych od 1 metra (ze zdjęć uzyskiwanych z wysokości około 1 km nad wybranymi obszarami). Obserwacje krateru wytworzonego przez impaktor SCI pozwoli na bezpośrednie określenie zależności pomiędzy energią zderzenia a wielkością krateru. Wielkość ta jest słabo poznana w przypadku małych planetoid. Wielkość krateru będzie ściśle zależna od właściwości fizycznych i struktury powierzchni oraz warstw powierzchniowych. Na postawie prawa skalowania wyprowadzonego z symulacji numerycznych wielkość krateru jest szacowana na 1 - 10 m w przypadku powierzchno o strukturze sypkiej lub kilkadziesiąt centymetrów w przypadku struktury porowatej lub twardej skały. Tak więc rozdzielczość obrazów uzyskiwanych w celu wyszukania i scharakteryzowania krateru będzie musiała być lepsza od 1o cm na piksel.

Obserwacje mutispektralne planetoidy  wykonane za pomocą 6 filtrów o średnie szerokości pasma pozwalają na scharakteryzowanie właściwości spektroskopowych poszczególnych fragmentów planetoidy. Będą przydatne do określenie globalnego rozmieszczenia minerałów uwodnionych, substancji organicznych i zmian spowodowanych przez pogodę kosmiczną. Informacje te będą kluczowe dla badań historii planetoidy oraz wyboru miejsc pobory próbek. Obserwacje naziemne 1999 JU3 dostarczyły różnych wyników. Możliwe, że planetoida jest jednorodna spektroskopowo lub też przedstawia dużą różnorodność cech spektroskopowych. W przypadku występowania dużej różnorodności tych cech możliwe będzie sklasyfikowanie poszczególnych fragmentów planetoidy w sposób podobny do klasyfikacji spektroskopowej planetoid dokonywanej na podstawie obserwacji naziemnych, z użyciem analizy głównych składowych. Informacje te pozwolą na ilościowe  porównanie spektrogramów planetoidy i różnych typów meteorytów. Chociaż analiza głównych składkowych nie koniecznie musi dostarczyć bezpośrednich informacji na temat właściwości materii powierzchniowej, to jednak jest bardzo przydatna do ilościowego określenie stopnia niejednorodności, wyszukania trendów spektroskopowych, oraz rozróżnienia poszczególnych jednostek geologicznych. Na podstawie danych spektroskopowych dostarczonych przez instrument możliwe będzie określenie wielu parametrów materiału powierzchniowego. Dla przykładu szerokie pasmo absorpcyjne przy 0.7 μm zostało znalezione w przypadku wielu planetoid pasa głównego i jest interpretowane jako cecha spowodowana obecnością serpentynitu, będącego jednym z minerałów uwodnionych. Ta absorpcja może zostać wykryta za pomocą trzech filtrów kamery - 0.55, 0.70 i 0.86 μm. Ponadto poziom absorpcji w zakresie ultrafioletu, będąca również jednym ze wskaźników obecności minerałów uwodnionych zostanie skwantyfikowana dzięki obrazom uzyskiwanym przez filtry 0.39, 0.48 i 0.55 μm. Doświadczenia polegające na ogrzewaniu meteorytów jako analogu procesów prowadzących do degradacji, takich jak pogoda kosmiczna wykazały, że ten zakres spektralny jest stosunkowo czułym wskaźnikiem stopnia nagrzania materiału, co będzie przydatne  w badaniach historii cieplnej planetoidy. Ponadto mapowanie albedo powierzchni zostanie wykonane globalnie jako produkt dodatkowy w trakcie budowania modelu kształtu planetoidy. Albedo powierzchni (np. przy 0.55 μm) posłuży jako dobry wskaźnik dla niezwiązanej materii organicznej (Insoluble Organic Matter - IOM) stanowiące większą część frakcji węglowej meteorytów węglistych.

Poszukiwania egzosfery planetoidy zostaną wykonane dzięki obserwacją wykonywaną z użyciem filtra wąskopasmowego umożliwiającego wykrycie gazowego sodu (0.59 μm). Detekcja sodu będzie możliwa, jeśli tempo jego uwalniania z powierzchni będzie porównywalne z tempem występującym na Księżycu. Ponieważ sód jest jednym z najbardziej lotnych pierwiastków metalicznych może być uwalniany ze skał na skutek ogrzewania do temperatury około 630°C. Ta temperatura jest znacznie wyższa od temperatury w której zanika pasmo absorpcyjne 0.7 μm (400°C) i porównywalna do temperatury zaniku pasma absorpcyjnego 3 μm (600°C). Ponadto sód emitowany przez ciała planetarne pochodzi z warstwy o głębokości kilku centymetrów, podczas gdy cechy spektroskopowe powierzchni są określone przez warstwę o grubości ułamka milimetra. Tak więc jeśli powierzchnia planetoidy nigdy nie została nagrzana do temperatury ponad 630°C, występująca na niej koncentracja sodu jest prawdopodobnie wyższa niż na Merkurym i Księżycu. Wokół planetoidy może więc powstać rozrzedzona ale nadal wykrywalna egzosfera. Jeśli nagrzewanie planetoidy w czasie jej historii nie było równomierne różnice w koncentracji egzosfery sodowej mogą pokazać te niejednorodności. Informacje te będą przydatne w badaniach stopnia utarty substancji lotnych na planetoidzie oraz pomocne w trakcie wyboru miejsc poboru próbek. Ponadto będą też niezwykle przydatne jeśli z pozycji HP nie zostanie zaobserwowana wyraźna sygnatura minerałów uwodnionych (pasma 0.7 μm lub 3 μm).

Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwiała nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji bazowej względem niej oraz operacji polegających na jej opuszczeniu, takich jak lądowania próbne i lądowania właściwe.

[Scorus]

 Kamera ONC-T została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony +X. Stanowi pojedynczą jednostkę. Układ optyczny kamery wystaje 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 jest zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy jest skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR i LIDAR. W stosunku do sondy Hayabusa zainstalowano ją na przeciwnej stronie sondy, co zmniejsza ryzyko zanieczyszczenia jej optyki pyłem w czasie lądowań na planetoidzie. Konstrukcja urządzenia bazuje na kamerze ONC-T sondy Hayabusa, jednak wprowadzono szereg modyfikacji. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, koło filtrów, zespół detektora oraz system elektroniczny.

Układ optyczny ma postać teleskopu refrakcyjnego. Mieści 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. W stosunku do kamery ONC-T sondy Hayabusa został nieznacznie zmodyfikowany. Pole widzenia ma wymiary 5.7 x 5.7 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane od odległości około 100 m do nieskończoności.

Na przedzie teleskopu umieszczono długą, cylindryczną przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Przed przednią soczewką umieszczono dwie lampy kalibracyjne umożliwiające śledzenie degradacji czułości detektora.

Koło filtrów znajduje się za teleskopem, w obudowie w kształcie niskiego cylindra. Zawierało zestaw 8 filtrów. Został on zmieniony w stosunku do sondy Hayabusa. Zoptymalizowano go do obserwacji planetoidy typu C (poszukiwania związków organicznych i minerałów uwodnionych) oraz obserwacji możliwej egzosfery sodowej. 6 filtrów to filtry o średniej szerokości pasma: 0.39 +/- 20 μm, 0.48 +/- 15 μm, 0.55 +/- 15 μm, 0.70 +/- 15 μm, 0.86 +/- 20 μm i 0.95 +/- 30 μm. Służą do multispektralnego mapowania powierzchni. Szósty filtr to filtr wąskopasmowy 0.59 μm służy do poszukiwań egzosfery sodowej. Siódmy filtr to filtr szerokopasmowy (0.35 - 1.2 μm) służący do obserwacji nawigacyjnych.

Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Rozdzielczość przestrzenna obrazów uzyskiwanych z odległości 1 km wynosi 0.1 m na piksel. Obserwacje mogą być prowadzone w szerokim zakresie czasów ekspozycji.  Pozwala to na obserwacje zarówno jasnej powierzchni planetoidy w czasie badań naukowych jak i słabych gwiazd w czasie obserwacji nawigacyjnych. Czas ekspozycji jest kontrolowany elektronicznie, kamera nie posiadała mechanicznej migawki. W przeciwieństwie do kamery ONC-T sondy Hayabusa nie zastosowano zestawu filtrów polaryzacyjnych umieszczonych na detektorze.

System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje 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). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-W1 i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest 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 łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy. W stosunku do elektroniki obsługującej kamerę ONC-T sondy Hayabusa zwiększono objętość bufora wewnętrznego, zastosowano lepsze algorytmy kompresji danych oraz zwiększono możliwości analizy danych na pokładzie.

[Scorus]

ONC-W1
 Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 1 jest jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa 2. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwala na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Ponadto w trajkocie lądowań na jej powierzchni pozwala na uzyskiwanie zdjęć o bardzo wysokiej rozdzielczości. Będą one uzyskiwane w trakcie opadania na powierzchnię gdy nie będzie ona używana do krytycznych pomiarów nawigacyjnych dokonywanych na wysokości 50 - 5 metrów i w trakcie wznoszenia się. Możliwe, że obrazy będą uzyskiwane również w trakcie procedury pobierania próbek. Będą one niezwykle przydatne w badaniach struktury regolitu w małej skali przestrzennej. Ponadto dostarczą kontekstu dla uzyskanych próbek. Podczas uwalniania lądowników MASCOT i MINERVA II kamera sfotografuje je w trakcie opadania na powierzchnię, w fazie wznoszenia się sondy. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W2 odzyskiwanymi zaraz po uwolnieniu lądowników oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądowniki na powierzchni umożliwi to zrekonstruowanie trajektorii lądowania.

Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwia nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-T oraz ONC-W2) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą 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 będzie głównym sprzętem nawigacyjnym używanym na wysokości od 50 do 5 metrów. Będzie wtedy używana do śledzenia optycznego sztucznego celu nawigacyjnego zrzuconego na powierzchnię - znacznika celu TM. Zostanie on odłączony na wysokości około 100 metrów (określonej przez wysokościomierz LIDAR), a  następnie opadnie swobodnie na powierzchnię. W tym czasie sonda zmniejszy swoją szybkość względem planetoidy, dzięki czemu TM opadnie na powierzchnię na długo przed dotarciem do niej sondy (jeśli TM nie zostanie odłączony podczas próbnego lądowania). Pomiary będą polegały na fotografowaniu TM za pomocą kamery. TM będzie wtedy oświetlany przez lampę FLASH znajdującą się na panelu -Z sondy. Będzie ona włączana i wyłączana co 2 sekundy. Odjęcie tych dwóch obrazów pozwoli na autonomiczne wyznaczenie położenia TM na powierzchni. Sonda następnie rozpocznie pionowe opadanie na powierzchnię bezpośrednio nad TM. Dalsze obrazowanie TM pozwoli na wyznaczanie jej szybkości pionowej i na jej zredukowanie prawie do zera w czasie osiągnięcia powierzchni. Alternatywnie zamiast znacznika TM można wykorzystać śledzenie cech terenu mających postać jasnych grup pikseli. Metoda ta zostanie wykorzystana w przypadku braku możliwości użycia TM np na skutek awarii lampy.

 Kamera ONC-W1 została umieszczona przy panelu dolnym (-Z), od strony +X, blisko kamery ONC-T. Stanowi pojedynczą jednostkę. Układ optyczny kamery wystaje 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 jest zwrócona w stronę przeciwną do Słońca. W czasie badań planetoidy jest skierowana w nadir, wzdłuż osi Z sondy. Jej oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR i LIDAR. W stosunku do sondy Hayabusa zainstalowano ją na przeciwnej stronie sondy, co zmniejsza ryzyko zanieczyszczenia jej optyki pyłem w czasie lądowań na planetoidzie. Konstrukcja urządzenia jest prawie identyczna do kamery ONC-W1 sondy Hayabusa i bardzo podobna do kamery ONC-W2. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.

Soczewkowy układ optyczny mieści się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia ma wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności. Teoretycznie z odległości 1 metra obrazy mogą mieć rozdzielczość około 1 milimetra na piksel i obejmować fragment powierzchni o wielkości 1 x 1 metra.

System optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia jest ona węższa niż przegroda kamery ONC-W2.

Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracuje w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.

System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje 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). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiada bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.

[Scorus]

ONC-W2
 Kamera nawigacji optycznej - kamera szerokokątna 2 jest jedną z trzech kamer nawigacyjnych sondy Hayabusa 2. Poza obserwacjami nawigacyjnymi pozwala na uzyskanie zdjęć przydanych w trakcie badań globalnego kształtu i cech rotacji planetoidy. Podczas uwalniania lądowników MASCOT i MINERVA II kamera sfotografuje je zaraz po oddzieleniu. Wraz z ze zdjęciami z kamery ONC-W1 odzyskiwanymi po uwolnieniu lądowników w fazie wznoszenia się sondy oraz ze zdjęciami z kamery ONC-T pokazującymi lądowniki na powierzchni umożliwi to zrekonstruowanie trajektorii lądowania.

Jako instrument nawigacyjny kamera umożliwia nawigację optyczną (obok SST i kamer ONC-W1 oraz ONC-T) w fazie zbliżania się do planetoidy. Dane te będą wykorzystywane do planowania manewrów umożliwiających zajęcie stacjonarnej pozycji względem niej. Następnie będą 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. Stanowi pojedynczą jednostkę. Jest do niego przymocowana za pomocą ośmiu stopek. Jej oś optyczna jest skierowana wzdłuż osi X sondy, tak więc kierunek widzenia jest prostopadły w stosunku do pozostałych kamer nawigacyjnych. Konstrukcja urządzenia jest prawie identyczna do kamery ONC-W2 sondy Hayabusa i bardzo podobna do kamery ONC-W1. W skład instrumentu wchodzi układ optyczny, zespół detektora oraz system elektroniczny.

Soczewkowy układ optyczny mieści się w cylindrycznym tubusie umieszczonym w prostopadłościennej obudowie otoczonej wielowarstwową izolacją termiczną. Pole widzenia ma wymiary 65.24 x 65.24 stopnia. Ostre obrazy mogą być uzyskiwane z odległości od 1 metra do nieskończoności.

System optyczny jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma ona przekrój prostokątny. Z powodu innego kierunku widzenia jest ona szersza niż przegroda kamery ONC-W1.

Zespół detektora mieści się w module elektroniki mieszczącym się w prostopadłościennej obudowie. Obejmuje detektor CCD klatka - transfer oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor składa się z obszaru aktywnego oraz obszaru służącego do przechowywania obrazu. Oba mają wielkość 1024 x 1024 piksele. Urządzenie pracuje w zakresie spektralnym 485 - 655 nm dostarczając obrazów panchromatycznych.

System elektroniczny instrumentu odbiera dane z systemu odzyskiwania informacji detektora CCD, przyjmuje komendy z systemu informatycznego sondy i wykonuje je, a także kontroluje stan urządzenia. Komunikuje 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). Jest on współdzielony również z kamerami ONC-T i ONC-W2. Przetwarza dane z kamer w celu otrzymania informacji nawigacyjnych i dostarcza dane do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Procedura ucyfrawiania danych jest wykonywana przez ONC-AE a dalsza ich obróbka - przez ONC-E. Elektronika ta posiada bufor umożliwiający tymczasowe przechowywanie danych. W celu zmniejszenia ilości danych okresowo można używać łączenia pikseli wycinania fragmentów klatek, oraz kompresji stratnej i bezstratnej. Procedury te są wykonywane w obrębie bufora danych ONC-E. Następnie dane są przesyłane do rejestratora jednoczęściowego wchodzącego w skład systemu elektronicznego sondy.

[Scorus]

LIDAR
 Wysokościomierz laserowy jest instrumentem posiadającym cele naukowe, nawigacyjne i inżynieryjne. Pomiary naukowe będą wykonywane głównie w pozycji bazowej (Home Position) w odległości 20 kilometrów od planetoidy oraz podczas zbliżeń na niewielką odległość 5 i 1 km. Do podstawowych celów naukowych instrumentu zaliczają się: określenie rodziny do której zalicza się planetoida 1999 JU3 na bazie map albedo powierzchni; określenie natury i historii rozbicia i ponownej akrecji materii prowadzącej do powstania planetoidy o strukturze zlepu rumoszu; stwierdzenie czy model małych planetoid jako zlepu rumoszu może być przyjmowany uniwersalnie; oraz wykonanie badań środowiska pyłowego wokół planetoidy poprzez poszukiwania pyłu unoszącego się nad powierzchnią oraz wybitego podczas tworzenia sztucznego krateru za pomocą impaktora SCI. W stosunku do misji Hayabusa cele naukowe zostały znacznie rozbudowane.

W celu określenia rodziny do której zalicza się planetoida prowadzone będą pomiary odbijalności powierzchni, również w obszarach zacienionych. Pozwolą one na uzyskanie globalnych map albedo w długości fali lasera, które zostaną porównane z mapami uzyskanymi dzięki kamerze ONC-T oraz spektrometrowi NIRS3. Będą one polegały na rejestrowaniu intensywności impulsu emitowanego na powierzchnię i odbieranego po odbiciu od niej. Stosunek obu intensywności pozwoli na wyprowadzenie odbijalności powierzchni. Badania takie nie mogły zostać wykonane w czasie misji Hayabusa z powodu braku możliwości jednoczesnej rejestracji intensywności obu impulsów. Spodziewana rozdzielczość pomiarów odbijalności nie jest jednak wysoka. Wynika to częściowo z małego albedo planetoid typu C (średnio 0.007) a częściowo z braku dokładnych informacji na temat precyzji detektora przed jego kalibracją.

W celu zbadania historii rozbicia i akrecji materii podczas kształtowania się małej planetoidy typu zlep rumoszu wykonane zostanie globalne modelowanie kształtu planetoidy. Dane z LIDAR dostarczą informacji przestrzennych uzupełniających modele uzyskane dzięki kamerą ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2. Modele kształtu wraz z informacjami na temat masy planetoidy wyprowadzonymi z obserwacji przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy umożliwią określenie gęstości planetoidy i co za tym idzie zebranie informacji na temat jej budowy wewnętrznej. Pozycja środka masy planetoidy i jego orbity okołosłonecznej nie będzie dokładnie znana w czasie wykonywania pomiarów. Tak więc błąd w określaniu pozycji sondy względem środka masy będzie tyle duży, że dane z LIDAR nie będą mogły być bezpośrednio przekształcone na model kształtu. Jednak w czasie gdy pojazd nie będzie wykonywał manewrów pozwalających na utrzymanie stacjonarnej pozycji względem planetoidy będzie poruszał się po trajektorii w formie krótkiego łuku. W tym czasie błędy w określaniu pozycji sondy znajdują się w zakresie rozdzielczości LIDAR. Tak więc planowane jest wykonanie skanowania powierzchni planetoidy na takich trajektoriach kilkadziesiąt razy. Pomiary pokryją całą powierzchnię, a ponadto linie skanowania będą się przecinać. Punkty przecięcia się linii skanowania dostarczą głównego systemu odniesienia dla modelu kształtu, który następnie zostanie połączony z modelami DEM uzyskanymi ze zdjęć z kamer nawigacyjnych.

Stwierdzenie czy model małych planetoid jako zlepu rumoszu może być przyjmowany uniwersalnie będzie wymagało porównania planetoidy 1999 JU3 z Itokawą, która jest pierwszym obiektem dla którego taka budowa została w pełni potwierdzona. W tym celu wykorzystane zostaną oszacowania średniej gęstości planetoidy oraz badania gęstości uzyskanych próbek. Następnie na podstawie stosunku gęstości średniej do gęstości materiału skalnego określony zostanie stopień porowatości planetoidy.

Poszukiwania pyłu wokół planetoidy zostaną wykonane dzięki analizie zmian w parametrach odbieranego impulsu laserowego. Umożliwi to szeroki zakres dynamiczny instrumentu. Pozwolą na wykrycie ewentualnego unoszenia się pyłu nad powierzchnią spowodowanego jego ładowaniem elektrostatycznym. Mały rozmiar ziaren pyłu uzyskanych podczas misji Hayabusa (1 - 100 mikroetrów) sugeruje, że nad powierzchnią niewielkich planetoid pył taki podlega lewitacji. Zostało to również przewidziane teoretycznie, ale jak do tej pory zjawisko takie nigdy nie było obserwowane bezpośrednio. Poziomy transport pyłu może być bardzo pionowy zjawiskiem kształtującym lokalną topografię. Ponadto transport pionowy będzie czynnikiem niezbędnym do uwzględnienia podczas szacowania wieku powierzchni na bazie stopnia naświetlenia promieniowaniem kosmicznym i wszczepienia jonów wiatru słonecznego. Badania próbek pod tym kątem naniosą ograniczenia na ewolucję orbity planetoidy.

Jako instrument nawigacyjny LIDAR będzie używany w odległości od 25 km do 30 metrów od planetoidy. W czasie prac w pobliżu planetoidy pozwoli na uzyskanie pomiarów pozycji sondy względem niej. Dane te, wraz z informacjami z SST oraz ONC-T, ONC-W1 i ONC-W2 będą używane do planowania manewrów umożliwiających utrzymanie pozycji stacjonarnej względem planetoidy oraz manewrów polegających na jej opuszczeniu. W czasie lądowań na powierzchni planetoidy instrument dosatrczy informacji na temat odległości od powierzchni i tempa opadania.  Będą one wykorzystywane przez system komputerowy sondy do autonomicznego monitoringu tempa opadania na powierzchnię.

Celem inżynieryjnym instrumentu jest zademonstrowanie zdobności komunikacji za pomocą wiązki laserowej. Podłuży on jako transponder komunikacji optycznej. Eksperyment ten zostanie wykonany podczas przelotu sondy koło Ziemi. W jego trakcie ze stacji naziemnej zostanie wyemitowany impuls laserowy, który zostanie odebrany przez urządzenie. Po odebraniu sygnału instrument wyemituje impuls zwrotny, który zostanie odebrany w tej samej stacji. Jako stacja naziemna zostanie wykorzystany teleskop o średnicy 1.5 metra w siedzibie Narodowego Instytutu Informacji i Technik Telekomunikacyjnych (National Institute of Information and Communications Technology - NICT) w Koganei. Jest on wyposażony w 1-mikronowy laser o mocy 1.2 J i odbiornik o częstotliwości 10 Hz.  Eksperyment będzie pierwszym pełnym użyciem instrumentu. Poza demonstracją technologii komunikacyjnej pozwoli na kalibrację jego kierunki widzenia po starcie. Podczas eksperymentu sonda wykona skanowanie Ziemi w odpowiednim tempie. Przy uwzględnieniu błędu w określaniu orientacji przestrzennej sondy na poziomie 0.5 mrad orientacja kierunku widzenia w stosunku do korpusu sondy zostanie określona z dokładnością 1.5 mrad.

[Scorus]

 Instrument LIDAR został umieszczony na panelu dolnym sondy Hayabausa 2 (-Z), od strony -X. Jego oś optyczna jest równoległa do osi instrumentów NIRS3, TIR, ONC-T i ONC-W1. Podczas badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w niewielkiej odległości instrument jest skierowany w stronę nadiru. Urządzenie stanowi 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 znajdują się na ławie optycznej przymocowanej do obudowy, pozwalającej na zachowanie stabilnej pozycji obu elementów względem siebie. Cały system ma wymiary 240 x 240 x 230 mm i masę 3.7 kg. Jest ponadto wyposażony w przymocowany z boku radiator o wymiarach 240 x 300 mm chłodzący laser i optykę. Pobór mocy wynosi 18.5 W (bez grzejnika). Urządzenie jest maksymalnie kompaktowe w celu zminimalizowania wielkości i masy. Elektronika charakteryzuje się minimalnym poborem mocy. Zminimalizowano również wymagania dotyczące programowania oraz ilość produkowanych danych. Konstrukcja instrumentu jest prawie identyczna do systemu LIDAR sondy Hayabusa, w związku z tym jego osiągi są słabsze w stosunku do wysokościomierza laserowego opracowanego dla misji OSIRIS-REx.

Instrument emituje impulsy laserowe które odbijają się od powierzchni planetoidy i powracają do urządzenia, gdzie są rejestrowane przez odbiornik. Dzięki pomiarom czasu powrotu impulsu, biorąc pod uwagę rozpraszanie sygnału przez nachylenie i szorstkość powierzchni oraz wewnętrzne opóźnienia instrumentu uzyskiwane są pomiary odległości sondy do powierzchni planetoidy. Tym samym uzyskiwana jest wysokość utworów powierzchniowych.

Nadajnik laserowy obejmuje laser pompowany przez diodę Nd:Cr:YAG oraz optykę transmitującą wiązkę. W skład lasera wchodzi pryzmat Porro, dwie powierzchnie klinowe, dwie powierzchnie falowe, komórka Pockela LiNbO3, pryzmat trapezoidalny, polaryzator, dioda z prętem Nd:Cr:YAG oraz zwierciadło wyjściowe. Laser posiada dwa miniaturowe konwertery DC/DC, ładowarkę w postaci kondensatora i zasilacz wysokiego napięcia obsługujące komórkę Pockela. Taka konfiguracja pozwala na uzyskanie małej masy urządzenia. Po opuszczeniu lasera wiązka jest rozdzielana na dwie przez rozdzielacz wiązek. Jedna z uzyskanych wiązek trafia do detektora w postaci fotodiody PIN. Sygnał z fotodiody jest 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 jest dryf termiczny, co pozwala na stałe zachwycanie wybranej długości fali i redukcję szumu. Druga wiązka przechodzi przez optykę wyjściową (ekspander) o powiększeniu rzędu 3 i trafia na powierzchnię planetoidy. Używana jest długości fali 1064 nm. Moc impulsów wynosi 10 mJ. Trwają one 10 nanosekund. Rozbieżność wiązki wynosi 1 mrad, co odpada fragmentowi powierzchno średnicy 20 m oświetlanemu z pozycji bazowej na wysokości 20 km.

Po obuciu od powierzchni planetoidy impuls wraca do instrumentu, gdzie jest rejestrowany przez odbiornik. Posiada on optykę w postaci teleskopu Cassegraina znajdującego się w cylindrycznym tubusie. Jego zwierciadła są wykonane z węglika krzemu (SiC) - materiału o wysokiej sztywności, małej masie i dużej stabilności termicznej. Substrat wykonany z SiC jest pokryty warstwą odbijającą naniesioną techniką chemicznego osadzania z fazy gazowej (Chemical Vapour Deposition - CVD). Optyka znajduje się na montażu w formie kratownicy. Światło jest odbijane od zwierciadła głównego o średnicy 127 mm na zwierciadło drugiego rzędu, a następnie w postaci skupionej wiązki przechodzi przez przegrodę w zwierciadle głównym. Potem przechodzi przez filtr i pada na detektor w postaci krzemowej fotodiody lawinowej (Avalanche Photodiode - APD). Pole widzenia ma szerokość 1.5 mrad.  Sygnał z fotodiody jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do kontrolera instrumentu. Częstotliwość odbioru sygnału wynosi 1 Hz. Rozdzielczość pomiarów czasu powrotu sygnału wynosi 3.33 ns, co pozwala na uzyskanie rozdzielczości pomiarów odległości na poziomie 0.5 m. Dokładność (1 sigma) pomiarów wynosi +/-0.845 m z odległości 30 metrów podczas lądowań oraz +/-2 m z odległości 20 km.

System elektroniczny instrumentu obejmuje kontroler, elektronikę nadajnika obsługującą laser, elektronikę odbiornika kontrolującą zysk detektora i jego przedwzmacniacza oraz zasilacz. Automatyczna kontrola zysku (Automatic Gain Control - AGC) jest jedyną funkcją autonomiczną wykonywaną przez elektronikę urządzenia. Elektronika jest wyposażona w zegar  pozwalający na obliczanie czasu pomiędzy transmisją sygnału i jego odbiorem. Obsługuje on zarówno nadajnik jak i odbiornik. Ponadto kontroler monitoruje działanie urządzenia i pozwala na wykonywanie komend. Instrukcje przesyłane do instrumentu są maksymalnie proste - obejmują włączenie i wyłączenie urządzenia, rozpoczęcie i zakończenie obserwacji, oraz ustawienia zysku. Kontroler przesyła uzyskane dane (wykrytą odległość, poziom sygnału i inne informacje do elektroniki systemu kontroli orientacji sondy AOCP. Dane te są wysyłane co sekundę. Elektronika AOCP wykonuje wszystkie procedury autonomiczne za wyjątkiem AGC, po pozwoliło na zminimalizowanie masy instrumentu. Obrabia zarówno dane nawigacyjne jak i dane inżynieryjne.

[Scorus]

NIRS3
 Spektrometr podczerwieni dla trzech mikrometrów jest jednym z dwóch instrumentów pracujących w podczerwieni. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: wykonanie globalnego mapowania składu mineralnego powierzchni; wykonanie badań historii planetoidy pod kątem procesów związanych z modyfikacjami materiału skalnego zachodzącymi pod wpływem wody i nagrzewania; oraz określenie wpływu pogody kosmicznej na powierzchnię planetoidy poprzez obserwacje krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI. Główny nacisk położono na obserwacje pasma absorpcyjnego minerałów uwodnionych przy 3 μm.

NIRS3 pozwoli na mapowanie globalne ze współczynnikiem sygnału do szumu na poziomie 50 przy 2.6 μm, co umożliwi na określenie zawartości minerałów uwodnionych na powierzchni z dokładnością 1 - 2% wagowo. Tym samym obserwacje te dostarczą informacji na temat obecnego składu mineralnego powierzchni, pierwotnego składu planetoidy, procesów modyfikujących skład mineralny przebiegających z udziałem wody, metamorfizmu związanego z nagrzewaniem, oraz wpływu pogody kosmicznej na skład powierzchni. Poza badaniami geologii powierzchni i historii planetoidy informacje te posłużą do wyboru miejsca poboru próbek.

Planetoida 1999 JU3 należy do typu C, a obserwacje naziemne pozwoliły na wykrycie pasma absorpcyjnego przy 0.7 μm, charakterystycznego dla minerałów uwodnionych. Planetoidy tego typu są uważane za ciała macierzyste chondrytów typu C. Ta grupa meteorytów została jednak podzielona na szereg podgrup na podstawie składu chemicznego, struktury i stosunków izotopowych tlenu. Planetoidy typu C również są dzielone na szereg podgrup w zależności od skosu spektralnego i obecności poszczególnych pasm absorpcyjnych. Jednak relacje pomiędzy poszczególnymi podgrupami chondrytów węglistych a podgrupami planetoid typu C nie jest dobrze poznana. Przyczynia się do tego modyfikacja powierzchni planetoid na skutek oddziaływania pogody kosmicznej i nagrzewania, która zmienia ich cechy spektralne. Tak więc bezpośrednie obserwacje fragmentów powierzchni planetoidy o różnym wieku wykonywane w podczerwoni pozwolą na zebranie informacji pozwalających na powiązanie planetoidy typu Cg z konkretnym rodzajem meteorytów. Ponadto do tego celu będą bardzo przydatne obserwacje sztucznego krateru wytworzonego za pomocą impaktora SCI, w którym odsłonięty zostanie materiał słabo zmieniony przez pogodę kosmiczną.

[Scorus]

 Instrument NIRS3 składa się z jednostki detekcyjnej (NIRS3 Sensor Unit - NIRS3-S), jednostki elektroniki analogowej (NIRS3 Analog Electronics Unit - NIRS3-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (NIRS3 Digital Elecytronics Unit - NIRS3-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami (NIRS3 Harness - NIRS3-HNS). Konstrukcja urządzenia bazuje na spektrometrze NIRS (Near Infrared Spektrometer) sondy Hayabusa. W stosunku do tego urządzenia rozszerzono zakres spektralny co pozwoliło na wykonanie poszukiwań minerałów uwodnionych poprzez zastosowanie nowego detektora oraz systemu chłodzącego płaszczyznę ogniskowej i optykę. Instrument pracuje w zakresie spektralnym 1.8 - 3.2 μm (pasmo obserwowane przez NIRS kończyło się na 2 μm), co pozwala na obserwację minerałów zawierających grupę hydroksylową (2.7 μm) oraz minerałów uwodnionych (2.9 - 3.0 μm). Pole widzenia urządzenia ma szerokość 0.1°. Próbkowanie przestrzenne w czasie globalnego mapowania planetoidy z odległości 20 km wynosi około 40 m na spektrum. Podczas zbliżeń na odległość 1 km wynosi około 2 metry na spektrum.

Jednostka detekcyjna NIRS3-S znajduje się w dolnej części panelu przedniego (-X sondy). Mieści się w prostopadłościennej obudowie. Jest przymocowana do panelu strukturalnego sondy za pomocą 8 stopek. Oś optyczna urządzenia jest skierowana wzdłuż osi Z sondy. Jest równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1, TIR i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości jest skierowana w stronę nadiru. W skład spektrometru wchodzi zespół optyki przedniej, siatka dyfrakcyjna, zespół optyki tylnej oraz zespół detektora. Wszystkie komponenty urządzenia są umieszczone na wspólnej ławie optycznej. Światło jest wprowadzane do spektrometru przez otwór wejściowy otoczony przegrodą chroniącą przed zabłąkanym światłem. Ma on średnicę 32 mm. Następnie wchodzi do układu optycznego.  W stosunku do spektrometru NIRS został on całkowicie zmieniony. Obejmuje łącznie 7 soczewek wykonanych z SiGe. Światło jest skupiane przez optykę przednią. Potem przechodzi przez szczelinę wejściową spektrometru. W obrębie szczeliny umieszczono migawkę elektromechaniczną. Pozwala ona na blokowanie i odblokowywanie światła przechodzącego przez szczelinę przy częstotliwości 100 Hz +/-10%. Umożliwia to na usunięcie prądu ciemnego podczas analizy danych. Po przejściu przez szczelinę światło przechodzi przez soczewki kolimujące i pada na siatkę dyfrakcyjną. Jest to płaska siatka typu transmisyjnego. Światło rozproszone na siatce wchodzi następnie do zespołu optyki tylnej. Jest przez nie rzutowane na płaszczyznę detektora umieszczonego w płaszczyźnie ogniskowej. Detektorem jest fotodioda złożona z arsenku galu (InAs) podzielona na 128 pikseli ustawionych w jednej linii. Piksele mają szerokość 100 μm i wysokość 50 μm. W stosunku do fotodiody  InGaAs (64 piksele) instrumentu NIRS nowy detektor pozwolił na rozciągnięcie pomiarów do 3 μm. Ponadto 20-krotne zwięśzenie pojemności kondesnera pozwoliło na wykonywanie pomiarów trybie zarówno niskiego jak i wysokiego zysku. Częstotliwość odczytu detektora wynosi około 100 Hz. Próbkowanie spektralne jest dokonywane w skali 18 nm na piksel. Czas integracji może być zmieniany pomiędzy 10, 20, 40, 100, 200, 250, 400 i 600 μs oraz 1, 1.2, 1.6, 1.8, 2, 2.5, 4 i 10 ms. Sygnał z detektora jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki NIRS3-AE. Ponadto NIRS3-S jest wyposażony w źródło kalibracyjne w postaci lampy żarowej. Pozwala ono na wykonywanie kalibracji intensywności i częstotliwości. Odpowiednia temperatura we wnętrzu jednostki jest utrzymywana dzięki odpowiedniemu grzejnikowi. Ponadto detektor i optyka są chłodzone biernie za pomocą radiatora pokrywającego przednią część obudowy jednostki. Pozwala on na utrzymywanie tych komponentów w stabilnej temperaturze mniejszej od -80°C (193 K) w trakcie pomiarów. Umożliwia to zredukowanie wewnętrznego promieniowania podczerwonego oraz zmniejszenie poziomu prądu ciemnego.

Elektronika analogowa NIRS3-AE mieści się we wnętrzu sondy. Sygnał z przedwzmacniacza detektora jest odbierany w jej obrębie przez wzmacniacz wtórny. Następnie jest ucyfrawiany przez konwerter analogowo - cyfrowy (Analog to Digital Converter - ADC) do 16 bitów na piksel i przesyłany do układu FPGA (Filed Programmable Gate Array). FPGA pozwala na wysyłanie danych do elektroniki cyfrowej NIRS3-DE oraz odbieranie wysyłanych przez nią komend. Ponadto NIRS3-AE zawiera konwerter zasilania DC/DC odbierający napięcie 50V z zasilacza sondy (Power Supplying Unit - PSU) i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych komponentów instrumentu.

Elektronika cyfrowa NIRS3-DE, również umieszczona we wnętrzu sondy pozwala na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Posiada układ FPGA pozwalający na kontrolowanie czasów integracji na detektorze. Dane mogą być kompresowane zarówno bezstratnie jak i stratnie z zastosowaniem algorytmu JPEG2000. NIRS3-DE komunikuje się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire.

[Scorus]

TIR
 System mapujący w podczerwieni cieplnej jest jednym z dwóch instrumentów pracujących w podczerwieni. Pozwala na obrazowanie w zakresie podczerwieni termicznej i dzięki temu na określenie profili temperatur i ich zmienności w czasie podczas rotacji planetoidy. Tak więc umożliwia oszacowanie regionalnych różnic w inercji cieplnej. Będzie pracował podczas wszystkich faz badań planetoidy - w pozycji bazowej (Home Position - HP) w odległości 20 km; w czasie zbliżeń na odległość 5 i 1 km (Low Altitude Opperation - LA); w fazie obserwacji na niskich wysokościach podczas lądowań próbnych i właściwych (Close-up Opperation - CU) w odległości 1 - 0.1 km; oraz w trakcie lądowań (Touchdown - TD) na wysokościach poniżej 0.1 km. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: scharakteryzowanie budowy wewnętrznej ciała macierzystego planetoidy poprzez obserwacje głazów na powierzchni (w fazach LA, CU i HP); zidentyfikowanie materiałów tworzących warstwy podpowierzchniowe oraz określenie struktury tych warstw poprzez obserwacje ścian kraterów (LA i HP); globalne scharakteryzowanie planetoidy - porównanie pomiarów bezpośrednich z obserwacjami naziemnymi oraz wykonanie oceny jednorodności wnętrza planetoidy (HP i LA); oszacowanie efektu Yarkovskyego poprzez poszukiwania dowodów na zmiany w rotacji i trajektorii planetoidy następujące na skutek efektu termicznego (HP); określenie zmienności emisji termicznej w fazie kąta fazowego (HP); scharakteryzowanie geologii powierzchni poprzez obserwacje takich elementów jak wyrzuty materii z kraterów, osadów, zagłębień wypełnionych pyłem, częściowo pogrzebanych głazów i in. (LA i HP); określenie różnic pomiędzy warstwami powierzchniowymi i podpowierzchniowymi na podstawie obserwacji krateru wytworzonego przez impaktor SCI (LA,CU i TD); oraz scharakteryzowanie miejsc lądowań na planetoidzie (CU i TD).

Dane z instrumentu będą ponadto przydatne do wyboru miejsc poboru próbek oraz do umieszczenia zebranego materiału w szerokim kontekście geologicznym. Informacje o inercji cieplnej pozwolą na określenie wielkości ziaren regolitu i wybranie obszaru w którym ich wielkość jest optymalna dla instrumentu SMP. W tym celu zostaną wykorzystane pomiary uzyskane w fazach HP, LA i CU.

Urządzenie ma również znaczenie dla planowania przebiegu misji. Planety typu C charakteryzują się trudniejszym środowiskiem termicznym niż planetoidy typu S  takie jak Itokawa. Wynika to ze znacznie mniejszego albedo co zwiększa temperaturę powierzchni. Tak więc pomiary inercji cieplnej będą bardzo istotne podczas planowania zbliżeń na małą odległość i lądowań na planetoidzie.

 Instrument TIR składa się z jednostki detekcyjnej (TIR Sensor Unit - TIR-S), jednostki elektroniki analogowej (TIR Analog Electronics Unit - TIR-AE) oraz jednostki elektroniki cyfrowej (TIR Digital Electronics Unit - TIR-DE). Poszczególne jednostki są połączone kablami. Konstrukcja urządzenia bazuje na kamerze podczerwieni fal długich (Longwave Infrared Camera - LIR) sondy Akatsuki. Główne modyfikacje objęły przystosowanie urządzenia do innych wymogów środowiskowych oraz niewielkie zmiany w elektronice. Masa urządzenia wynosi 3.3 kg a normalny pobór mocy - 22 W. Instrument pracuje w zakresie spektralnym 8 - 12 μm. Pole widzenia (Field of View - FOV) ma wymiary 8 x 6 stopni. Całkowita dokładność pomiarów temperatury planetoidy wynosi 5 K przy 350 K.

Jednostka detekcyjna TIR-S znajduje się przy panelu dolnym (-Z) sondy. Jest zamocowana za pomocą 6 stopek. we wnętrzu pojazdu, na panelu tylnym (+X) tak, że jej optyka wystaje przez otwór w panelu -Z. Mieści się w prostopadłościennej obudowie. Oś optyczna urządzenia jest skierowana wzdłuż osi Z sondy. Jest równoległa do osi optycznych instrumentów ONC-T, ONC-W1, NIRS3 i LIDAR. W czasie badań planetoidy z orbity okołosłonecznej w małej odległości jest skierowana w stronę nadiru. W jej skład wchodzi system optyczny, zespół detektora oraz elektronika kamery.

Układ optyczny skupia światło na detektorze. Znajduje się w cylindrycznym tubusie. Jest wyposażony w przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem a także światłem słonecznym. Zasadniczym elementem systemu optycznego jest układ trzech soczewek wykonanych z germanu i umieszczonych  cylindrycznym tubusie. Stosunek ogniskowej wynosi F/1.4. Temperatura optyki jest utrzymywana na poziomie 293 - 308 K za pomocą grzejnika kontrolowanego przez dedykowaną elektronikę (Heater-Controlling Electronics - HCE) co zapobiega odkształceniom związanym z rozszerzalnością cieplną. Za optyką znajduje się filtr ograniczający zakres spektralny rejestrowanego promieniowania.

Za optyką znajduje się mechaniczna migawka. Jest ona umieszczona bezpośrednio przed detektorem. Jest poruszana przez elektryczny silnik krokowy znajdujący się na przedzie jednostki TIR-S. Migawka pozwala na zamykanie otworu wyjściowego systemu optycznego w czasie gdy instrument jest oświetlany przez Słońce, a także stanowi cel kalibracyjny pozwalający na kalibrację pomiarów temperatury. W tym celu jest traktowana jako ciało doskonale czarne. W czasie naziemnej obróbki danych temperatura migawki jest dodawana do wartości każdego piksela obrazu reprezentującego różnice temperatur jasnościowych pomiędzy obserwowanym obiektem a migawką, co pozwala na uzyskanie mapy temperatury jasnościowej. Ponadto migawka pozwala na usunięcie szumu z obrazów. Detektor instrumentu charakteryzuje się dużą niejednorodnością czułości pomiędzy pikselami. Są one częściowo usuwane przez odpowiedni obwód analogowy przed ucyfrowieniem sygnału dzięki oprowadzonemu przed starem wzorcowi szumu na detektorze (On-chip Fixed Pattern Noise - OFPN), jednak część szumu nadal pozostaje w surowych danych. Tak więc w celu całkowitego usunięcia szumu instrument wykonuje na przemian serie zdjęć z migawką otwartą i z migawką zamkniętą. Następnie obrazy uzyskane przy zamkniętej migawce są odejmowane od obrazów uzyskane przy migawce otwartej w obrębie elektroniki cyfrowej. Każdy obraz uzyskany przy migawce otwartej i zamkniętej jest wytwarzany na drodze uśrednienia  128 obrazów surowych (pierwsze uśrednienie) uzyskiwanych w sposób ciągły z częstotliwością 60 Hz. Następnie uzyskiwane są 32 obrazy pozwalające na skorygowanie przesunięcia na detektorze. Są one również uśredniane (drugie uśrednienie).

Detektorem jest nie chłodzona macierz mikrobolmetrów (Uncooled Microbolometer Array - UMBA), model NEC 320. Obszar aktywny ma wyniary 328 x 248 pikseli. Szerokość pikseli wynosi 37 μm. Pole widzenia pojedynczego piksela (Instantaneous Field of View - IFOV) ma szerokość 0.877 mrad (0.05 stopnia). Detektor został zapożyczony z kamer podczerwieni dostępnych komercyjnie i sprawdzających się najlepiej dla obiektów o temperaturze pokojowej. W celu zapewnienia możliwości obserwacji obiektów dużo zimniejszych elektronika detektora została odpowiednio zoptymalizowana. Sygnał z detektora jest wzmacniany przez przedwzmacniacz i przesyłany do elektroniki kamery.

Detektor może pracować w temperaturze pokojowej, dzięki czemu nie było potrzebny stosowania dużych i ciężkich systemów chłodzących, zwykle niezbędnych dla kamer pracujących w podczerwieni z detektorami w postaci fotodiod. Dzięki temu instrument jest bardzo lekki i mały. Temperatura detektora jest ustabilizowana na 313 K przez małą chłodziarkę Peltiera. Stabilność termiczna systemu detektora, optyki i migawki jest bardzo istotna dla redukcji szumu tła wynikającego z wahań promieniowania cieplnego w środowisku. Jest też istotna dla kalibracji wrażliwości detektora.

Elektronika kamery odbiera dane z detektora oraz umożliwia kontrolę pracy jej poszczególnych elementów. Sygnały z przedwzmacniacza detektora są wzmacniane przez wzmacniacz wtórny, a następnie przesyłane do konwertera analogowo - cyfrowego (Analog to Digital Converter - ADC). Są ucyfrawiane do 12 bitów na piksel i przesyłane do elektroniki TIR-DE.

[Scorus]

 Jednostka elektroniki cyfrowej TIR-DE znajduje się we wnętrzu sondy, w prostopadłościennej obudowie przymocowanej do jej struktury w 10 punktach. Pozwala na obróbkę danych, kontrolę stanu instrumentu oraz wykonywanie komend. Jest połączona z TIR-S interfejsem SpaceWire pozwalającym na przesyłanie danych z dużą szybkością w czasie rzeczywistym. Obejmuje moduł obróbki obrazu oraz centralną jednostkę obróbki danych (Central Processing Unit - CPU). Moduł obróbki obrazów jest oparty na układzie FPGA (Field Programmable Gate Array) ACTEL RTAX2000S. Jest on identyczny z FPGA elektroniki cyfrowej kamer nawigacyjnych (Optical Navigation Camera Digital Electronics - ONC-DE) sondy. Używa lokalnego buforu pamięci (Flash) niezależnego od pamięci CPU. Pozwala na wykonywanie takich czynności jak dodawanie obrazów, odejmowanie obrazu uzyskiwanego w ciemności oraz kompensacja wadliwych pikseli. Ponadto wykonuje kompresję z użyciem algorytmów StarPixel i JPEG2000. StarPixel jest metodą kompresji bezstratnej o poziomie porównywalnym z osiąganym w  przypadku stratnego algorytmu JPEG2000. Szybkość obróbki dla typowego obrazu uzyskiwanego w trakcie misji jest jednak średnio 30 razy wyższa . Jednostka CPU zawiera procesor oparty na standardzie Space Cube2. Z pozostałymi komponentami komunikuje się za pomocą interfejsu SpaceWire-D. TIR-DE komunikuje się z systemem informatycznym sondy za pomocą interfejsu SpaceWire. Może przesyłać dane do jego rejestratora jednoczęściowego z szybkością do 50 Mbps.

Elektronika analogowa TIR-AE mieści się również we wnętrzu sondy, w prostopadłościennej obudowie przykręconej do jej struktury za pomocą 4 stopek. Jest odpowiedzialna za dostarczanie zasilania do poszczególnych komponentów instrumentu. Zawiera konwerter zasilania DC/DC odbierający napięcie 50V z zasilacza sondy (Power Supplying Unit - PSU) i przekształcający go na woltaże wtórne dostarczane do poszczególnych elementów TIR.

[Scorus]

RS
Eksperyment radiowy sondy Hayabausa 2 umożliwa wykonanie badań pola grawitacyjnego oraz rozkładu masy we wnętrzu planetoidy. Wraz z modelem kształtu planetoidy umożliwi to określenie jej gęstości, a tym samym na zebranie informacji na temat struktury wewnętrznej tego obiektu. W czasie badań planetoidy sonda wykona serię zbliżeń i oblotów tego obiektu. Najdokładniejsze pomiary masy planetoidy zostaną dokonane podczas zbliżeń na odległości do 1 km. Zostaną one wykonane 2 - 6 razy, w zależności od ilości paliwa.W ich trakcie sonda będzie opadała na powierzchnię swobodnie, nie wykonując żadnych manewrów silnikowych, co stworzy bardzo dogodne warunki dla pomiarów grawimetrycznych. Po zbliżeniu i manewrze rozpoczynającym w znoszenie będzie oddalać się od planetoidy również w sposób swobodny.

W eksperymencie RS zostanie użyty system komunikacyjny sondy. Będzie on wykonywany na bazie dwuścieżkowego śledzenia przesunięć dopplerowskich w sygnale emitowanym głównie przez anteny wysokiego zysku. Zmiany w zakresie pzresunięć będą spowodowane zmianami szybkości sondy względem Ziemi. Umożliwią określenie masy planetoidy oraz jej zróżnicowania. Częstotliwości odniesienia dostarcza oscylator ultrastabilny dostarczony przez NASA.

[Scorus]

Cel misji - planetoida 1999 JU3

Planetoida 1999 JU3, znana również pod numerem katalogowym 162173 została odkryta 10 maja 1999 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.  Jest to planetoida typu NEO. Jej orbita charakteryzuje się półosią wielką 1.1896 AU, ekscentrycznością 0.1902 i inklinacją 5.8838 stopnia. Peryhelium znajduje się w odległości 0.9633 AU od Słońca a aphelium - w odległości 1.4159 AU. Okres obiegu wynosi 473.9 dnia (1.30 roku ziemskiego).

Model kształtu planety został opracowany  na bazie obserwacji fotometrycznych wykonanych przez wiele obserwatoriów w latach 2007 - 2008. Bryła planety ma postać zbliżoną do sfery. Największy promień ma długość 495 m a najmniejszy - 374 m. Stosunki długości poszczególnych osi wynoszą 1.3 : 1.1 : 1.0. Największa średnica jest szacowana na 0.922 +/- 0.048 km. Okres rotacji wynosi 0.3178 dnia (około 7.6). Albedo wynosi 0.063 +/- 0.006. Jasność absolutna wynosi 18.82 magnitudo. Masa jest szacowana na 4.8 x 10^11 kg, szybkość ucieczki na 32 x 10^-9 km^3/s^2, a gęstość na 1.4 g/cm^3, przy czym szacunki te są bardzo niepewne. Planetoida ta należy do typu spektralnego Cg.

[Scorus]

Historia misji

Misja Hayabusa 2 została zaproponowana po raz pierwszy już w 2006 r, jeszcze podczas trwania misji Hayabusa. W tym okresie planowano wykorzystanie pojazdu tylko nieznacznie zmodyfikowanego w stsunku do sondy Hayabusa, co pozwalało na bardzo szybkie rozpoczęcie projektu. Głównym celem proponowanej misji było pozyskanie próbek z planetoidy węglistej. Podstawowym obiektem branym pod uwagę już wtedy była 1999 JU3. Start był możliwy podczas okien startowych w 2010 i 2011 r. W tym czasie jednak projekt nie uzyskał finansowania. Propozycja misji została zgłoszona ponownie w 2009 r. Tym razem zaproponowano wprowadzenie szeregu modyfikacji sondy, w tym użycie impaktora i anteny planarnej pasma X. Jako termin startu wybrano grudzień 2014 r. Zapasowe okna startowe istniały też w czerwcu i grudniu 2015 r. Uzyskano wtedy finansowanie pozwalające na wstępne zdefiniowanie misji. Następnie projekt pomyślnie przeszedł przegląd wstępny (Preliminary Design Review - PDR), dzięki któremu został przyjęty do realizacji w maju 2011 r. Wtedy też wszedł w fazę B. Z powodu nie przyjęcia do realizacji misji MarcoPolo w ESA 16 marca 2012 r do sondy dołączono też MASCOT. Początkowo rozważano szerszą współpracę międzynarodową - dostarczenie spektrometru podczerwieni (Miniature Multi Mineral Mapper - miniM3) przez NASA oraz spektrometru obrazującego (Marco Polo Imaging Spectormeter - MAPIS) przez ESA. Propozycje te nie zostały jednak zrealizowane. Ostatecznie jednak jedynym zagranicznym sprzętem na sondzie stał się lądownik MASCOT oraz oscylator ultrastabilny i elektronika zabezpieczona przed promieniowaniem dostarczone przez NASA. W tym okresie dodano również drugą antenę HGA, pracującą w paśmie Ka. Jej zastosowanie na sondzie okazało się stosunkowo łatwe technicznie. Pozwalała ona na przetestowanie łączności w tym paśmie, którego obsługa jest trudniejsza niż w przypadku pasma X. Ponadto druga antena zwiększała wiarygodność sondy, pozwalała na przesłanie większej ilości danych oraz umożliwiała dokładniejszą nawigację. W marcu 2012 r odbył się krytyczny przegląd projektu (Critical Design Review - CDR).  W kwietniu 2012 rozpoczęto wytwarzanie poszczególnych podsystemów sondy. Między styczniem a kwietniem 2013 r przeprowadzono pierwsze testy integracji poszczególnych komponentów. Pozwoliły one na zweryfikowanie połączeń pomiędzy poszczególnymi urządzeniami oraz między nimi a busem sondy. Między październikiem 2013 r a wrześniem 2014 r pojazd został zmontowany i przetestowany.

W dniach 20 - 22 września 2014 r sonda została przetransportowana z Sagamihary na kosmodrom w Tanegashimie. Tam wykonano jej ostatnie testy. 13 listopada została zintegrowana z rakietą nośną. Start był zaplanowany na 30 listopada 2014 r. 28 listopada został jednak przełożony z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych - opadów deszczu i silnych wiatrów w górnej części atmosfery. 29 listopada jako nową datę startu podano 1 grudnia. 30 listopada start została jednak ponownie przesunięty, tym razem na 3 grudnia.