Астероиды - космические лилипуты
Заходите к нам на форум: задавайте вопросы - получайте ответы!
Исследование Солнечной Системы - Астероиды и Кометы
Лилипуты
Зонд Hayabusa-2
Страница: Старт Хаябуса-2, Астероид Ругю;
Малые тела Солнечной системы

Хаябуса-2

Работа над ошибками


    3 декабря 2014 г. в 13:22:04 JST (04:22:04 UTC) со стартовой площадки №1 комплекса Йосинобу космодрома Танэгасима стартовые расчеты Японского агентства аэрокосмических исследований JAXA осуществили успешный пуск ракеты-носителя Н-IIА (вариант 202, пуск F26). На межпланетную траекторию были выведены основной аппарат «Хаябуса-2» (Hayabusa-2, «Хаябуса» переводится с японского как «сокол-сапсан») и три попутные полезные нагрузки: небольшая межпланетная станция Ргосуоп для отработки сближения с астероидами, экспериментальный КА Shin'en 2 и изделие Despatch - скульптура (!), изготовленная на 3D принтере.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Запуск планировался на 30 ноября, однако из-за плохих погодных условий в районе космодрома был перенесен сначала на 1-е, а затем на 3 декабря. Ракета стартовала в заданное время, и через 11 мин 20 сек вторая ступень вышла на опорную орбиту. Второе выключение ЖРД 2-й ступени было выполнено в Т+99 мин 26 сек и продолжалось 245 сек. Основной КА был отделен через 107 мин 21 сек после старта, Shin'en 2 - через 114 мин 01 сек, Despatch - через 118 мин 11 сек и Ргосуоп - через 122 мин 21 сек.

    Выведенные на межпланетную траекторию объекты получили следующие международные обозначения и номера в каталоге Стратегического командования США:
    «Хаябуса-2» - 2014-076А и 40319;
    Shin'en 2 - 2014-076В и 40320;
    Despatch - 2014-076С и 40321;
    Ргосуоп - 2014-076D и 40322.

    По состоянию на 15 декабря параметры межпланетной траектории КА «Хаябуса-2» составляли:
    - наклонение - 6.82°;
    - расстояние от Солнца в перигелии - 0.914 а.е. (136.8 млн км);
    - расстояние от Солнца в афелии - 1.089 а.е. (163.0 млн км);
    - период обращения - 366.3 сут.

Миссия второго «Сапсана»

    Миссия «Хаябуса-2» - вторая попытка JAXA осуществить возврат на Землю образцов астероидного вещества. Первая (и пока единственная в мире) была предпринята в 2003-2010 гг. зондом «Хаябуса», но выполнить программу исследований астероида Итокава в полной мере не удалось из-за ряда технических неполадок.
    Первая «Хаябуса» за свой семилетний полет пережила множество приключений, добавивших японским специалистам седых волос. Аппарат стартовал в мае 2003 г. и прибыл к астероиду в сентябре 2005 г. с поврежденными солнечными батареями и частичным отказом маховиков системы ориентации. Маневрирование над Итокавой оказалось сложнее, чем думали разработчики. Малый посадочный зонд Minerva был потерян, первая попытка забора грунта закончилась падением на астероид, при второй не сработало устройство для «вскрытия» грунта, и ученые до самого конца миссии не знали, удалось ли им получить хоть немного материала. На пути к Земле произошла тяжелая авария бортовой двигательной установки, из-за проблем с ориентацией и нехватки энергии связь с зондом была потеряна на целых две недели. Тяжело раненный «Сокол» вернулся на Землю буквально чудом и с трехлетним опозданием. В июне 2010 г. «Хаябуса» принесла ученым полторы тысячи пылинок с астероида Итокава.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Решение о создании второго японского «грунтовоза» было принято в 2006 г., задолго до возвращения первой «Хаябусы» (на что тогда мало кто надеялся), но уже после того, как стало ясно, что полноценный забор грунта астероида Итокава не удался и станция серьезно повреждена. В самом начале работ конструкция нового зонда почти не отличалась от первой станции, поскольку команда разработчиков стремилась как можно скорее провести повторный эксперимент. В качестве цели был выбран астероид 1999 JU3. Старт к нему был возможен в 2010 и 2011 гг.
    Однако тогда JAXA не удалось получить средства на вторую астероидную миссию, и момент старта был упущен. Следующее окно открывалось только в 2014 г. Впрочем, нет худа без добра: у специалистов появилось время на существенную доработку КА.

Сравнение задач двух японских астероидных миссий
«Хаябуса»
«Хаябуса-2»
Полет к астероиду типа S
Полет к астероиду типа С
    1) Демонстрация технологий:
  - полет к астероиду и возвращение к Земле;
  - доставка образцов
    1) Наука:
  - происхождение и эволюция Солнечной системы;
  - поиск органических веществ и водяного льда
    2) Проверка инженерных решений:
  - ионный двигатель;
  - автономная навигация;
  - система забора проб;
  - капсула для возврата образцов
    2) Проверка инженерных решений:
  - более надежные технологии, чем в первой миссии;
  - новые задачи - импактор
    3) Наука:
    происхождение и эволюция Солнечной системы:
  - дистанционное изучение малых тел;
  - анализ проб
    3) Освоение космоса:
  - расширение области, доступной для человечества;
    перспективные цели:
  - защита от астероидов,
  - астероидные ресурсы,
  - исследования для пилотируемых экспедиций

    При планировании новой миссии были учтены уроки первой «Хаябусы». «В проекте «Хаябуса-2» мы будем работать над процедурой забора грунта, увеличив продолжительность нахождения зонда вблизи астероида и сделав более тщательные проверки», - говорил руководитель нового проекта Макото Йосикава (Makoto Yoshikawa).
    В мае 2011 г. проект «Хаябуса-2» перешел с этапа В (проектирование) на этап C/D (изготовление и испытания). В марте 2012 г. состоялась критическая защита проекта CDR (Critical Design Review), что позволило в начале 2013 г. приступить собственно к этапу сборки и испытаний летного изделия.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Как и первый аппарат, «Хаябуса-2» запущен с целью доставить грунт с одного из астероидов, сближающихся с Землей. Основное различие в типе цели: если Итокава относится к астероидам класса S (силикатные), то для второй миссии был выбран астероид класса С (углистые хондриты). Он был открыт 10 мая 1999 г. в рамках проекта LINEAR в обсерватории Сокорро и пока не имел собственного имени, а только временное обозначение 1999 JU3 и постоянный номер 162173. Альбедо (отражательная способность) этого богатого углеродом темного тела оценивается примерно в 0.06.
    Углистые хондриты считаются одними из самых древних объектов в нашей Солнечной системе. Предполагается, что их химический состав близок к составу туманности, из которой образовалось Солнце, и в них могут содержаться органические вещества и вода.
    Непосредственное изучение материала астероида, по мнению планетологов, могло бы пролить свет на эволюцию Солнечной системы на ранних этапах ее развития - более 4.5 млрд лет назад.
    Астероид 1999JU3 в своем движении пересекает орбиту Земли и классифицируется поэтому как объект типа Аполлона. Это округлое небесное тело размером в 920 м (что почти вдвое превышает размеры астероида Итокава) обращается вокруг Солнца с периодом 1.3 года и имеет собственный период вращения около 7.63 час.

    Параметры орбиты 1999 JU3:
    > наклонение - 5.883 °;
    > перигелий - 0.963 а.е.;
    > афелий - 1.415 а.е.;
    > период обращения - 473.9 сут.

    Траектория полета «Хаябусы-2» включала гравитационный маневр у Земли через год после старта, в декабре 2015 г. Маневр помог вывести зонд на траекторию полета к цели, которой он достиг в июле 2018 г. На работу вблизи 1999 JU3 отведено целых полтора года. Аппарат должен стартовать в сторону дома в декабре 2019 г., чтобы доставить пробы астероидного вещества в декабре 2020 г.
    По словам представительницы JAXA Норико Сираиси (Noriko Shiraishi), на разработку аппарата у японских властей ушло 29 млрд иен (примерно 245 млн $). Общая же стоимость миссии оценивается в 400 млн $, что на 150 млн дороже первой «Хаябусы».
    Увеличение бюджета объясняется тем, что «Хаябуса-2» стала значительно тяжелее предшественницы из-за расширения функциональности полезной нагрузки и увеличения времени работы у астероида. Кроме того, для запуска зонда применена более грузоподъемная и дорогая ракета-носитель Н-IIА.

«Хлябуса» номер два
Обзор систем

    Аппарат«Хаябуса-2» имеет корпус в форме параллелепипеда размерами 1.6*1.0*1.4 м с двумя фиксированными солнечными батареями размахом 6 м и по конструкции близок к предшественнику. Наиболее заметным внешним отличием является переход к двум остронаправленным антеннам Ка-и Х-диапазона.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Усовершенствованы ионные двигатели КА - приняты меры против деградации нейтрализаторов, что произошло на первом зонде после 10 000-15 000 часов работы. В системе ориентации увеличен ресурс маховиков, которые были «больным местом» первого аппарата. Многие бортовые системы получили дублирование, а программное обеспечение автономной навигации и управления угловым движением было переписано. Наконец, усовершенствована система забора грунта.
    В результате всех изменений зонд стал тяжелее (стартовая масса - около 600 кг, из которых около 100 кг - топливо, в том числе 73 кг ксенона).
    Вместо одного японского прыгающего аппарата Minerva, стоявшего на первой станции, на борту второго зонда находится целый «зоопарк» десантируемых элементов. Это пять сбрасываемых мишеней, ударный импактор SCI, отделяемая камера DCAM3, три (!) прыгающих аппарата Minerva-II и созданный специалистами Германского аэрокосмического центра DLR в сотрудничестве с французским Национальным центром космических исследований CNES посадочный аппарат Mascot.
    Система электропитания обеспечивает достаточную мощность даже в афелии орбиты астероида и построена так, чтобы зонд обладал возможностью «холодного» перезапуска. Даже если аккумуляторы КА полностью разряжены, существует возможность питания систем непосредственно от солнечных батарей.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Основными сенсорами системы ориентации являются два звездных датчика с полем обзора примерно 8x8° и регистрацией изображения звездного поля на ПЗС-матрицу с частотой один раз в секунду. Четыре солнечных датчика на разных сторонах КА позволяют определить направление на Солнце и обеспечить положительный баланс по питанию в безопасном режиме. Два блока гироскопов работают главным образом на этапе успокоения после отделения от носителя, измеряя текущие угловые скорости. С уменьшением их до заданного порога становится возможно ввести в работу звездные датчики.

Основные системы и приборы КА «Хаябуса-2»
Система обработки данных
- Блок обработки данных DHU на базе COSMO16 с шиной PIM
- Бортовой формирователь команд
- Записывающее устройство емкостью 1 Гбайт
Система ориентации и управления AOCS (Attitude and Orbit Control Subsystem)
- Процессор на базе HR5000S с двойным резервированием;
- 4 маховика, 2 блока гироскопов, 2 звездных датчика STT, 4 аспектных солнечных датчика, 4 акселерометра;
- Датчики для работы у поверхности - лидар, лазерный дальномер LRF, 5 мишеней, лампа-вспышка FLASH;
- Камеры для оптической навигации ONC (Optical Navigation Cameras) - две широкоугольные ONC-W1 и ONC-W2 (поле зрения 54x54°, разрешение - 1 Мпикс) и одна телескопическая ONC-Т (поле зрения 5.4х5.4°, разрешение - 1 Мпикс, 5-полосный фильтр)
Двигательная подсистема
- Система ориентации RCS (Reaction Control System - двигатели системы ориентации) с 12 двухкомпонентными двигателями тягой по 20 Н;
- Блок маршевых ионных двигателей IES (Ion Engine System) с максимальной тягой 28 мН и удельным импульсом 2800 сек
Система электропитания
- Две раскладные трехсекционные солнечные батареи суммарной мощностью 2.6 кВт на расстоянии 1 а.е. от Солнца и 1.4 кВт на расстоянии 1.4 а.е.;
- Литий-ионные аккумуляторные батареи емкостью 13.2 А-ч;
- Шина питания напряжением 50 В
Система терморегулирования
- «Холодные платы», тепловые трубы и радиаторы, установленные на теневой стороне;
- Обогреватели для поддержания температуры электронных компонентов;
- Пассивная многослойная теплоизоляция
Система связи
- Резервированная командно-телеметрическая система Х-диапазона, скорость передачи данных от 8 бит/с до 32 кбит/с;
- Телеметрический передатчик Ка-диапазона, скорость передачи от 8 бит/с до 32 кбит/с;
- Система измерения дальности;
- Фиксированные антенны с высоким коэффициентом усиления HGA (X- и Ка-диапазона), ориентируемая антенна Х-диапазона MGA в двухстепенном приводе, три антенны LGA
Основные системы и приборы КА «Хаябуса-2»

    «Хаябуса-2» поддерживает трехосную ориентацию при помощи четырех маховиков, приводимых в действие двигателями постоянного тока, - трех основных и одного резервного. Первая «Хаябуса» имела только три маховика. На этапе полета к астероиду один из них отказал, и в дальнейшем для поддержания ориентации пришлось расходовать топливо ЖРД. Четыре маховика позволят зонду выдержать отказ одного с сохранением безрасходного режима управления ориентацией.
    Акселерометры КА измеряют ускорение, создаваемое ионными двигателями, которые будут работать в течение нескольких тысяч часов во время шестилетней миссии. По их данным рассчитывается приращение скорости аппарата.
    «Хаябуса-2» оснащен двухкомпонентной химической двигательной установкой, использующей монометилгидразин в качестве топлива и тетроксид азота как окислитель. Компоненты хранятся в топливных баках под высоким давлением. ЖРД ISAS-20N дают номинальную тягу в 20 Н при импульсе 290 сек и имеют завесное охлаждение. 12 таких двигателей разделены на два контура, которые могут быть изолированы в случае проблем.
    Двигатели могут действовать в импульсном режиме для управления ориентацией аппарата и в равномерном режиме для перемещения, а также используются для периодической разгрузки маховиков.
    Ионная двигательная установка IES обеспечивает полет к астероиду и обратно, принимая на себя основную часть требуемой характеристической скорости. Это четвертый случай использования маршевой ионной ДУ в межпланетном полете после американского КА Deep Space 1 (4.3 км/с), японского «Хаябуса» (более 2 км/с) и американского Dawn (более 10 км/с). Ионная ДУ использовалась также ЕКА в экспериментальном лунном проекте SMART-1.

Блок электрореактивных двигателей
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    В двигателях IES применена новая схема, не использующая обычные твердые электроды и связанные с ними нагреватели. Ионизация атомов ксенона обеспечивается бомбардировкой электронами за счет циклотронного резонансного микроволнового разряда. Нейтрализатор излучает электроны вслед за ионным пучком для сохранения суммарного заряда КА близким к нулю, причем один и тот же микроволновой генератор используется для работы и генератора ионов, и нейтрализатора, что снижает общую массу установки.
    «Хаябуса-2» использует четыре ионных двигателя, установленных на одной боковой панели и направленных в одну сторону; двигатели могут поворачиваться на ±5° с помощью электромеханической системы. В полете может работать до трех двигателей одновременно, каждый из которых развивает тягу до 10 мН (1 гс), при суммарной тяге в пределах от 5 до 28 мН.
    В зависимости от уровня тяги система расходует от 250 до 1200 Вт электрической энергии. Двигательная установка весит около 70 кг; ксенон начальной массой 73 кг хранится в 51-литровом баке.
    По сравнению с первым зондом тяга двигателей второго аппарата повышена на 25%, с 8 до 10 мН. Кроме того, добавлены дополнительные механизмы для предотвращения возгорания плазмы в источнике ионов. Нейтрализатор, который на первом аппарате показал деградацию после 10000 часов работы, усовершенствован путем защиты внешних стенок от плазмы.
    За счет усиления магнитного поля удалось снизить напряжение, необходимое для эмиссии электронов. Запланированное время работы ионных двигателей КА «Хаябуса-2» - более 18000 часов.
    «Мозгом» аппарата является бортовой компьютер системы обработки данных на процессоре COSMO16, который связан с периферийными интерфейсами различных систем зонда при помощи высокоскоростной шины данных. Для хранения информации используется устройство записи емкостью 1 Гбайт.
    Система связи «Хаябуса-2» отличается от использованной на первом аппарате наличием Ка-диапазона. На первом зонде была установлена крупная параболическая узконаправленная антенна Х-диапазона, которая занимала почти все место на верхней панели аппарата. На «Хаябусе-2» удалось разместить две плоские узконаправленные антенны значительно меньшего размера и массы с сохранением всех возможностей по связи, обеспечением резервирования и увеличением пропускной способности с точки зрения объема отправки информации.
    Система Х-диапазона будет использоваться для ежедневной работы: отправки телеметрической информации и получения команд. Система Ка-диапазона будет применяться для отправки научных данных со скоростью 32 кбит/с. Она же позволит вести высокоточное измерение дальности в режиме DOR в дополнение к обычным дальномерным и допплеровским измерениям.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Две основные антенны имеют очень узкую диаграмму направленности, что требует от аппарата точной ориентации для осуществления связи на скорости 32 кбит/с. При отсутствии таковой для обмена командно-телеметрической информацией используется ориентируемая антенна Х-диапазона с 18-градусным конусом, обеспечивающая скорость 25 бит/с. Три широконаправленные антенны обеспечивают сигнал радиомаяка и базовую телеметрию, а также прием команд на скорости 8 бит/с.

Аппаратура обеспечения посадки на астероид

    Для работы вблизи астероида и при сбросе посадочных аппаратов «Хаябуса-2» имеет три камеры оптической навигации, лидар, лазерный дальномер, пять маркеров цели и лампу-вспышку.
    Камеры ONC-W1 (широкоугольная) и ONC-T (телескопическая) смонтированы на надирной панели аппарата и смотрят на поверхность, тогда как камера ONC-W2 установлена на панели X, чтобы делать наклонные снимки. Все три камеры используют ПЗС-матрицы 1024x1024 с элементами размером 12 мкм, чувствительными в диапазоне волн 350-1060 нм. Широкоугольные камеры имеют поле обзора 54x54° и обеспечивают разрешение 7 м на расстоянии 7 км от астероида. Камера ONC-T имеет узкое поле обзора 5.8x5.7° с разрешением 1 м с расстояния 7 км. Блок электроники с RISC-процессором обеспечивает сжатие изображения, определение центра, выявление ярких объектов, а также другие операции, необходимые для оптической навигации.
    Камера ONC-T с объективом диаметром 15 мм и фокусным расстоянием 121 мм может использоваться для многополосной спектроскопии. Для этого она оснащена колесом с набором фильтров (шесть фильтров с полосой пропускания 15 нм на длинах 390, 480, 550, 700, 860 и 950 нм, а также один узкополосный фильтр на натрий на длине 590 нм с полосой пропускания 10 нм).
    Навигационные камеры будут использоваться на межпланетном участке полета для съемки ярких звезд, а также Земли и Луны для калибровки. На большом расстоянии от цели начнется измерение кривой яркости астероида, спектральные наблюдения и поиск возможных спутников 1999 JU3.
    С расстояния 20 км камера ONC-T может вести общие спектрографические наблюдения с разрешением 2 м. Позднее будут проводиться детальные съемки поверхности астероида с высоты 5,1 и 0.1 км, чтобы найти подходящие места для посадки и для сброса импактора. Во время отделения посадочного аппарата камера W2 сделает снимки удаляющегося зонда, a W1 будет наблюдать за его траекторией и посадкой. На поверхности малые зонды могут быть обнаружены камерой ONC-T с высоты 1 км.
    Камеры ONC будут служить целям определения текущего положения при движении над поверхностью астероида на малых высотах, а при снижении с целью посадки будут основными навигационными инструментами в интервале высот от 50 до 5 м.
    Снимки ONC помогут в изучении морфологии астероида, в определении формы и объема астероида для оценки его плотности, в подсчете распределения кратеров для оценки возраста поверхности, а также при исследовании искусственного кратера. Спектроскопический анализ даст информацию о характеристиках различных деталей поверхности, а также о ее составе, степени гидратации поверхностных веществ и присутствии натриевой экзосферы. Последняя может быть источником данных об истории нагревания астероида, что считается важной информацией для геологов.

Углы обзора навигационных камер и звездных датчиков (STT)
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    «Хаябуса-2» оснащена лидаром LIDAR, который будет использоваться для навигации рядом с поверхностью астероида, а также для изучения поверхности и для технической демонстрации будущих систем оптической связи.
    Лидар выполнен в виде блока размером 0.24x0.24x0.23 м и массой 3.7 кг. Он состоит из источника лазерного излучения и оптической головки с телескопом. Система посылает импульсы ИК-излучения с длиной волны 1064 нм и энергией 10 мДж. Импульсы имеют продолжительность 10 нс и следуют с частотой до одного импульса в секунду. Угол расхождения луча 1.7 мрад, так что «зайчик» на поверхности имеет диаметр около 20 м при работе с расстояния 20 км. Отраженное излучение детектируется приемником, в основу которого положен телескопа Кассегрена с апертурой 127 мм. Оптика фокусирует свет на кремниевый лавинный фотодиод через узкополосный фильтр.
    Лидар имеет временное разрешение лучше 3.3 нс, что позволит определять высоту с точностью до ±5 м на дальности от 25 км, хотя ожидается, что система заметит 1999 JU3 уже на расстоянии 50 км. По данным лидара компьютер и система ориентации и навигации могут поддерживать запланированную высоту автономно.
    Научное применение лидара заключается в записи интегрированной плотности каждого импульса и принятого количества энергии, что даст точные измерения альбедо поверхности, в том числе и затененных областей. Кроме этого, регулярные измерения высоты позволят составить топографический «портрет» астероида.
    Лидар способен также определять наличие пыли вокруг КА начиная с некоторого порога, хотя и не обеспечивает измерения ее концентрации. Пыль детектируется по рассеиваемому ею свету.
    Во время пролета Земли в декабре 2015 г. планируется эксперимент по оптической связи. Лидар «Хаябусы» будет работать в режиме приемоответчика, а посылку сигналов обеспечит наземная станция Коганэи с лазером мощностью 1.2 Дж и скоростью повторения импульсов 10 Гц.
    Лазерный дальномер КА «Хаябуса-2» активизируется на спуске на высоте около 35 м над поверхностью с целью измерения текущей дальности и ориентации относительно местной вертикали. Прибор состоит из четырех источников лазерного излучения, отклоненных на 30° от вертикальной оси. Имея четыре измерения, система управления корректирует текущую ориентацию так, чтобы надирная панель была параллельна поверхности на последних метрах снижения. Пятый лазерный дальномер направлен на механизм для отбора проб SMP - по его движению относительно корпуса будет зафиксирован контакт устройства с поверхностью.
    Пять посадочных мишеней должны быть сброшены с высоты порядка 40 м в район предстоящей посадки, чтобы затем служить ориентирами для навигационных инструментов аппарата. Двигаясь вслед за ними, аппарат сводит вертикальную скорость к нулю на высоте 17 м и затем снижается только за счет гравитации астероида.
    В это время на нижней панели зонда включается лампа, мигающая с периодом 2 сек, и камеры W1 и Т1 делают снимки при включенной и при выключенной лампе, что позволяет бортовому ПО определять положение мишеней путем «вычитания» снимков. Цель этой манипуляции - выявить и погасить горизонтальные составляющие скорости, чтобы обеспечить безопасное приземление.
    Последний оптический элемент навигационной системы приземления - это четыре фотодатчика, установленные на солнечных батареях аппарата. На каждой стороне есть один приемник и один передатчик, что позволяет обнаружить любые препятствия, которые могут представлять опасность для зонда.

Научные приборы

    В состав полезной нагрузки КА «Хаябуса-2» входят спектрометр ближнего ИК-диапазона NIRS3, камера теплового ИК-диапазона TIR, грунтозаборное устройство SMP, основной посадочный зонд Mascot, три посадочных аппарата-прыгуна Minerva, импактор SCI и автономная свободно летающая камера DCAM. Все они разработаны специально для этого проекта, за исключением устройства SMP, заимствованного с доработкой с первой «Хаябусы», и камеры TIR, впервые установленной на венерианский зонд «Акацуки». В научных целях используются также описанные выше навигационные камеры и лидар.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Спектрометр NIRS3 (Near Infra Red Spectrometer) на диапазон длин волн от 1.8 до 3.2 мкм предназначен для изучения минерального состава вещества астероида и поиска гидратированных соединений. Размеры прибора - 0.35x0.17x0.10 м, масса - 2 кг. Спектрометр установлен на панели Y зонда, внутри его корпуса, с направлением съемки в надир, вдоль оси Z.
    Оптическая система NIRS3 состоит из бленды, оптической щели, двух зеркал, дифракционной решетки, объектива, детектора и двух калибровочных целей. ИК-излучение поступает в спектрометр через щель размером 70x70 мкм и рассеивается на плоской дифракционной решетке с поперечным диспергатором. Зеркала направляют диспергированный свет на оптику, которая рефокусирует его и направляет на детектор. Поле обзора спектрометра составляет 0.1x0.1°.
    Детектор состоит из 128 фотодиодов на арсениде индия, чувствительных к излучению с длиной 2-3 мкм. Каждый элемент имеет размер 50x100 мкм. Спектрометр обеспечивает спектральное разрешение на уровне 18 нм. Пространственное разрешение на расстоянии 20 км составляет 35x35 м. Время накопления сигнала может быть в пределах от 10 мкс до 10 мс с возможностью делать до 100 кадров в секунду.
    NIRS3 управляется программируемой матрицей типа ПЛИС (FPGA), которая приводит в действие калибровочный источник, затвор, нагреватель и сборку фокальной плоскости спектрометра. В нормальном режиме спектрометр попеременно делает «темный» кадр при закрытом затворе и «светлый» при открытом. Это позволяет каждый раз пока-нально вычитать текущий «темный» (фоновый) сигнал из рабочего.
    Пассивная система охлаждения с внешним радиатором используется для поддержания температуры оптики и детектора на уровне -80°С.
    Главной научной целью NIRS3 является наблюдение гидратированных минералов, признаки которых были обнаружены при наземных наблюдениях астероида. Прибор способен оценить количество гидратированных минералов с точностью до 1% по массе. Кроме того, спектрометр позволит определить более молодую поверхность и изучить вещество, выброшенное из кратера после действия ударного зонда SCI.
    Разработчики надеются, что NIRS3 позволит установить первоначальный состав вещества поверхности астероидов С-типа, изменения в нем под действием воды, изучить тепловой метаморфизм и процессы космического выветривания.

    Камера теплового ИК-диапазона TIR (Thermal Infrared Imager) на диапазон 8-12 мкм предоставит ценную информацию о физических свойствах поверхности астероида путем регионального мониторинга изменений температуры, включая температурные пятна, тепловую инерцию и временные вариации.
    Прибор имеет массу 3.3 кг и состоит из оптической головки, блока детектора и блока электроники. Оптическая головка имеет в своем составе бленду, оптику с полем зрения 16x12° и механический затвор. В качестве детектора TIR использует неохлаждаемую матрицу болометров размером 320x240 элементов.
    Каждый элемент имеет несколько слоев, включая ИК-поглощающий материал и подстилающий отражатель, перенаправляющий излучение обратно в поглощающий слой. Поглощающий материал нагревается, и изменяется его электрическое сопротивление, которое может быть измерено при помощи электродов, присоединенных к каждому микроболометру. Камера TIR рассчитана на температурный диапазон от 250 до 400 К при точности определения температуры лучше 5 К и разрешении 0.5 К.
    TIR будет использоваться для изучения природы астероида и процессов его формирования, для определения физических свойств обломков и материала, скрытого в кратерах. Эти данные позволят определить, является ли астероид первичным телом или «собран» из кучи слепившихся обломков. Наблюдение плоских поверхностей позволит изучить процесс образования осадочных отложений в условиях микрогравитации.
    Информация TIR может быть использована для проверки модели тепловой инерции астероидов и для изучения зависимости теплопроводности от диаметра. Кроме того, выбор места забора образцов предполагается сделать с учетом данных TIR о магнитуде тепловой модификации разных районов поверхности.
    Планируется, что TIR будет вести измерения каждую неделю в течение одного 7.6-часового периода вращения астероида, а при больших фазовых углах и чаще. Выявленные малые объекты, такие как отдельные камни и кратеры, будут наблюдаться с помощью TIR при благоприятных условиях пролета. В ходе спуска и посадки инструмент послужит для измерений с близкого расстояния и на месте.

    «Хаябуса-2» оснащена механизмом для отбора проб SMP (Sampler Horn) с поверхности астероида, конструкция которого в основном повторяет грунтозаборное устройство, уже испытанное в первой миссии.

Механизм для отбора проб в сложенном и развернутом состоянии
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Внешне оно выглядит как рупор внутренним диаметром 0.2 м, край которого выступает на 1 м от надирной панели зонда. Конструкция состоит из нижней алюминиевой юбки, складывающейся тканевой секции, конической воронки и трех ловушек для вещества астероида, размещенных в контейнере для грунта возвращаемой капсулы.
    Момент касания юбки и грунта фиксируется по сигналу лазерного дальномера, после чего активизируется программа автоматического забора образцов. Внутри «рупора» в грунт со скоростью 300 м/с выстреливается танталовая пуля массой 5 г и диаметром 10 мм. Материал пули выбран с таким расчетом, чтобы его не было в веществе астероида. От попадания верхний слой грунта разрушается, и часть вещества поднимается по воронке в ловушки.
    По сравнению с устройством на первом КА «рупор» модернизирован таким образом, чтобы собрать некоторое количество грунта даже в том случае, если выстрела не произойдет (что и случилось на «Хаябусе» из-за программной ошибки). Нижняя юбка сложена внутрь подобно зубьям расчески, что позволяет зацепить некоторое количество вещества при первоначальном контакте с поверхностью. Оставшиеся на юбке частицы размером от 1 до 5 мм могут быть затем перенаправлены в ловушки за счет преднамеренного торможения аппарата.
    В норме уже через секунду после выстрела в грунт «Хаябуса-2» запускает ЖРД для подъема. Время, проведенное в контакте с поверхностью, должно быть минимальным: дело в том, что после касания аппарат продолжает свободное падение, и есть риск лечь набок, если аппарат остается в контакте с поверхностью слишком долго.
    В возвращаемой капсуле «Хаябусы-2» находятся три ловушки, каждая из которых должна быть заполнена в ходе отдельного спуска на поверхность астероида. После того, как все три образца получены, контейнер для образцов запечатывается с помощью алюминиевой пломбы. Это позволит доставить на Землю в составе грунта летучие вещества.

    Импактор SCI (Small Canyon Impactor) предназначен для создания на поверхности астероида искусственного кратера и изучения свойств подповерхностного вещества. Такая идея, но в значительно больших масштабах, была впервые реализована в американском проекте Deep Impact на ядре кометы Темпеля-2. SCI представляет собой автономный аппарат, отделяемый от надирной части «Хаябусы» на высоте порядка 100 м над астероидом. Масса устройства - 18 кг, из которых 4.5 кг составляет взрывчатка (пластифицированный октоген), а 2.5 кг - собственно медное «ядро». Фактически это кумулятивный снаряд: он имеет форму конуса, в котором заключено взрывчатое вещество. Широкую часть конуса закрывает медная мембрана.

Импактор SCI установлен на АМС. Слева - «снаряд» со взрывчаткой
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Аппарат также содержит аккумуляторную батарею, программно-временное устройство, механическое устройство безопасности и запал. Механизм сброса обеспечивает стабилизацию SCI вращением во время свободного полета, причем конус остается направленным к поверхности астероида.
    Зажигание детонатора происходит примерно через 40 мин после сброса. Заряд взрывается и «собирает» медную мембрану в подобие капли, которая со скоростью около 2 км/с движется вниз. Удар медного «кулака», направленный на дно одного из кратеров, позволит вскрыть участок диаметром порядка 4 м и извлечь на поверхность вещество, которое было защищено от воздействия солнечных лучей и космической радиации в течение многих миллиардов лет. Изучение его представляет огромный интерес для ученых.
    В целях безопасности «Хаябуса-2» не будет следить за «бомбардировкой» непосредственно - после сброса SCI аппарат переместится на противоположную сторону астероида, используя его в качестве щита. Поэтому съемка взрыва возложена на небольшую отделяемую камеру DCAM3.

    По конструкции она напоминает камеры DCAM-1 и -2 миссии IKAROS. Камера DCAM3 оборудована монохромной CMOS-матрицей размером 2000x2000 элементов и способна выполнять съемку с частотой 1 кадр в секунду с помощью широкоугольной (74x74°) оптики. С дистанции 1 км DCAM3 обеспечивает разрешение 0.65 м на пиксель.
    DCAM3 имеет форму цилиндра диаметром около 60 мм с металлическим корпусом. Оптическая часть смонтирована в осевой трубке диаметром 30 мм и длиной 40 мм. Камера стабилизируется вращением со скоростью 60-120° в секунду. Она способна вести съемку на протяжении нескольких часов, пока не разрядится аккумулятор, и может увидеть, как поднимается выброшенное взрывом облако астероидного вещества. Устройство связи DCAM3 способно передавать данные на «Хаябусу-2» со скоростью до 4 Мбит/с.

Камера DCAM3
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    После того, как пыль осядет или рассеется, зонд вернется к месту удара, чтобы передать на Землю более качественные снимки. Это позволит впервые изучить подобные процессы с близкого расстояния. Более того, после удара планируется посадка около кратера и его детальное изучение, в том числе забор выданного «нагора» грунта. Два других образца будут взяты в других точках поверхности по стандартной схеме.

    Возвращаемая капсула «Хаябусы-2» очень похожа на ту, что использовалась в первой миссии. Капсула должна выполнить вход в атмосферу Земли со скоростью 11.8 км/с и осуществить парашютную посадку на испытательный полигон Вумера в Австралии. Масса возвращаемой капсулы составляет 16.5 кг, ее диаметр - 0.40 м, высота - 0.20 м.
    В центре капсулы находится контейнер с тремя ловушками, запечатанный после операций по забору грунта алюминиевой пломбой. Вокруг контейнера располагается электроника возвращаемого аппарата, включающая новый инструмент - REMM (Reentry Flight Measurement Module - модуль измерений при спуске).

Возвращаемая капсула
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Снаружи располагается парашютный сегмент, окруженный изолирующим материалом. Он защищает внутренние системы от перегрева. На капсуле используется углеродно-фенольный абляционный тепловой экран, разделенный на лобовую теплозащиту и защиту парашюта.
    В транспортном положении капсула имеет механический и электрический интерфейс связи с космическим аппаратом. Он обеспечивает передачу образцов грунта, а также обмен данными, получение команд и электроэнергии, необходимой для питания нагревателей на этапе перелета. Механический интерфейс включает в себя ленточный хомут, который использует винтовую цилиндрическую пружину. Он отвечает за отделение капсулы от зонда на заданной скорости и с заданной допустимой скоростью вращения. Отделение выполняется за 8 часов до посадки, чтобы дать время «Хаябусе-2» совершить коррекцию, пройти мимо Земли и продолжить полет по гелиоцентрической орбите.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    В самостоятельном полете капсула стабилизируется вращением. Она рассчитана на вход в земную атмосферу под углом 12° к горизонту, что обеспечит надежный захват без отскока, но обрекает изделие на крутой спуск с высокими тепловыми нагрузками. Лобовой экран имеет абляционную теплозащиту.
    Чтобы предотвратить перегрев аппаратуры, после торможения на высоте около 10 км лобовой экран и хвостовой обтекатель сбрасываются, причем лобовой экран расфиксирует крепления парашютной системы, а хвостовой обтекатель вытягивает парашют крестообразной формы. С его помощью капсула переходит к вертикальному снижению и уменьшает скорость спуска до безопасной. Во время снижения раскрывается антенна радиомаяка, который продолжит функционировать после приземления вплоть до полной разрядки аккумулятора.
    Аппаратура REMM предназначена для сбора данных о движении капсулы в процессе входа в атмосферу со второй космической скоростью. Их предполагается использовать для усовершенствования посадочных модулей последующих миссий.
    REMM состоит из блока акселерометров для измерения трех компонентов ускорения, датчика угловых скоростей и 13 температурных сенсоров, из которых девять размещены в разных местах внутри капсулы, а четыре входят в состав самого прибора. Акселерометр ведет измерения в пределах до 50 g с частотой 125 Гц. Датчик угловых скоростей способен отслеживать быстрые развороты аппарата (до 200° в секунду в любом направлении) и также имеет частоту опроса 125 Гц. Регистратор температур считывает данные раз в секунду и способен измерять температуру от -50 до +600°С с ошибкой ±3°С.
    Запись параметров ведется в течение семи минут на два 8-мегабитных блока флэш-памяти. REMM использует собственный элемент питания, и единственным связующим звеном прибора и систем капсулы является сигнальная линия, по которой подается команда на активацию и начало измерений.
    Спуск капсулы «Хаябусы-2» будет наблюдаться при помощи как наземных, так и воздушных средств для сбора дополнительных данных.

Mascot

    Посадочный зонд Mascot (Mobile Asteroid Surface Scout - мобильный астероидный поверхностный разведчик) создан Германским аэрокосмическим центром и Национальным центром космических исследований Франции с использованием задела, полученного при разработке посадочного зонда Philae для миссии Rosetta. Первоначально он разрабатывался для европейской астероидной миссии Marco Polo, однако она не была утверждена. Первые проработки были сделаны в 2008 г., а реализация проекта применительно к «Хаябусе-2» началась по решению JAXA, DLR и CNES в 2012 г.
    Mascot представляет собой миниатюрный посадочный аппарат размерами 0.3x0.3x0.2 м и массой 10 кг, из которых 3 кг приходится на четыре научных прибора. Он способен прыгать и приподниматься, используя кулачковый механизм. Зонд рассчитан на 12-16 часов автономной работы, и за это время сможет как минимум дважды перепрыгнуть на другое место и дважды приподняться.

    Mascot усилит научные возможности миссии «Хаябуса-2» на трех направлениях:
    - Взаимодополняющая работа инструментов на борту посадочного зонда и основного КА. Кроме того, Mascot обеспечит изучение грунта астероида вплоть до микромасштаба, что позволит сравнить его данные с информацией, полученной в процессе изучения доставленных образцов на Земле.
    - Самостоятельные научные исследования. Mascot может выполнять непосредственные измерения элементного, изотопного и молекулярного (для поиска органических молекул) состава поверхности 1999 JU3. Кроме того, Mascot будет вести съемку поверхности в микромасштабе с помощью камеры-микроскопа. Благодаря возможности перемещаться, посадочный зонд изучит несколько мест на астероиде.
    - Геологическая разведка: инструменты Mascot'a помогут найти интересные участки для последующего отбора проб основным КА.

Макет зонда Marcot и система отделения его от «Хаябусы-2»
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    «Хаябуса-2» питает Mascot энергией для обеспечения комфортного теплового режима и обеспечивает сброс зонда в правильном направлении для посадки на астероид.
    Корпус зонда имеет массу 0.45 кг и состоит из углепластиковых панелей, причем средняя панель принимает на себя нагрузку во время касания, при перекатах и прыжках на поверхности. Имея в гравитационном поле астероида вес менее половины грамма, посадочный аппарат сможет, как ожидается, легко совершить несколько перекатов, приняв в результате нужное для научных исследований положение. Малый вес также означает, что для прыжка из одной точки в другую ему достаточно будет приложить совсем небольшую силу.
    Система перемещения зонда представляет собой груз-эксцентрик, приводимый во вращение бесщеточным двигателем постоянного тока через редуктор с коэффициентом передачи 1:30. Она установлена вблизи средней панели, между блоком электроники с батареей и научной аппаратурой. Все механические компоненты изготовлены из алюминиевого сплава, а сам груз - из сплава с высокой плотностью. Вращение плеча эксцентрика создает момент, способный перевернуть посадочный аппарат или инициировать прыжок длиной до 70 м.

Система передвижения Mascot'a
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Шариковые подшипники двигателя имеют покрытие из дисульфида вольфрама. Двигатель использует холловские датчики и датчики относительного положения. Информация об угле поворота плеча эксцентрика поступает в электронную систему управления МоЬСоп на ПЛИС-матрице, которая контролирует все функции системы перемещения и исполняет команды главного компьютера посадочного аппарата.
    Mascot получает питание от батареи, которой - в зависимости от температуры - должно хватить на 12-16 часов работы. Литиево-тионилбромид-хлоридная батарея LSH20 разработана французской компанией SAFT. Она состоит из трех параллельных цепочек, в каждой из которых располагаются три ячейки накопителя LSH20. Емкость батареи - 39 А*ч, она выдает нерегулируемое напряжение 11 В. Батарея заряжается на Земле перед стартом и сохраняет заряд с минимальными потерями до момента активации при отделении от «Хаябусы».
    Тепловой режим зонда обеспечивают многослойная экранно-вакуумная теплоизоляция и специальная схема окрашивания. Дополнительного подогрева на этапе перелета требуют только аккумулятор и спектрометр.
    Система связи S-диапазона обеспечивает двусторонний радиообмен с«Хаябусой-2» на частоте 954 МГц. В ее состав входят два приемопередатчика и две пэтч-антенны на верхней и нижней сторонах посадочного аппарата. Связь с «Хаябусой» возможна на расстоянии до 150 км, максимальная скорость обмена данными - 16 кбит/с. Предполагается, что за время автономной работы Mascot соберет и передаст около 0.7 Гбит данных.
    Mascot использует два дублированных платы обработки информации и ввода/вывода. Процессор LEON3FT отвечает за обработку данных, изменение конфигурации, временную привязку, ввод/вывод данных и настройку оборудования. Для хранения данных используются магниторезистивное, статическое и синхронно-динамическое ОЗУ (MRAM, SRAM и SDRAM). Подсистемы подключены через высокоскоростную шину данных SpaceWire и аналоговые интерфейсы UART, соединенные с бортовым компьютером через карту ввода-вывода на основе ПЛИС.
    Система управления Mascot включает в себя блок автономного управления (Autonomy Manager), способный самостоятельно управлять работой посадочного аппарата на поверхности, обеспечивая максимальное количество измерений до момента истощения заряда батареи.
    После первой посадки и каждого прыжка посадочный зонд должен принимать правильную ориентацию. Его навигационная система имеет две функции: определить факт посадки и понять, какая грань корпуса оказалась нижней. Термодатчики определяют факт контакта с поверхностью по вариации температуры. Дополнительно на боковых панелях установлены фотодатчики, способные определить наличие солнечного света. По этим данным задействуется система перемещения, разворачивающая Mascot приборной панелью к грунту.

    Широкоугольная камера САМ предназначена для изучения характеристик, структуры и текстуры поверхности в масштабах от миллиметра до нескольких метров, а также для получения контекстной информации для других инструментов посадочного аппарата.
    Масса камеры составляет 403 г, пиковая потребляемая мощность - 6.4 Вт при муль-тидиапазонной съемке. Камера способна работать на поверхности и на спуске, чтобы «заполнить зазор» в разрешении между снимками с орбиты и на месте, однако в момент посадки оптика будет закрыта защитной крышкой.
    Поле зрения камеры - 55°. На спуске она смотрит вниз, а в посадочном положении ось зрения отклонена на 22°, чтобы в поле зрения попадали предметы на удалении от 15 см до горизонта. Фокусировка Шаймпфлюга обеспечивает наводку на резкость в указанных пределах. Оптическая система имеет относительное отверстие 1:16.
    Изображение регистрируется CMOS-матрицей размером 1024x1024, чувствительной к свету в диапазоне 400-1000 нм с максимумом около 600-700 нм. Разрешение камеры ограничено дифракционным пределом и достигает 150 мкм на расстоянии 15 см. Это позволяет производить подробный обзор поверхности и изучение ее микроструктуры.
    В течение светового дня камера ведет монохромную съемку, а ночью - цветную и многоканальную съемку за счет искусственной подсветки. На посадочном аппарате установлена решетка из 4x36 светодиодов, излучающих в диапазонах 470 нм (синий), 530 нм (зеленый), 624 нм (красный) и 805 нм (ИК).
    Размер каждого изображения составляет 14.7 Мбит, и возможное их количество ограничено пропускной способностью радиоканала. Разработчики планируют сделать несколько снимков во время спуска и во время каждого из прыжков, а также получить по пять изображений в течение каждого дня и по четыре (красное, зеленое, синее, ИК) за ночь.

    Прибор MicrOmega представляет собой спектрометр ближнего ИК-диапазона и гиперспектральный инфракрасный микроспоп, разработанный Институтом космической астрофизики в Орсе (Франция). Первая модель MicrOmega была разработана для «Фобос-Грунта», а затем адаптирована для европейского марсохода Pasteur проекта ExoMars. Масса всего инструмента, включая электронный блок, близка к 2 кг.

Научные приборы Mascot'a
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Прибор получает спектр отраженного излучения с участка поверхности размером 5x5 мм. Для разложения в спектр используется акустооптический модулятор AOTF (Acousto-OpticTunable Filter). В АОТF используется кристалл, пропускающий определенную длину волны света в зависимости от частоты воздействующего на него переменного электрического сигнала. Этот сигнал подается на пьезоэлектрический преобразователь, который создает в кристалле акустические волны. Последние вызывают локальное сжатие и растяжение кристаллической решетки и обусловленные ими вариации коэффициента преломления материала кристалла, на которых и рассеивается поступающий свет.
    Достоинством AOTF является то, что при этом одновременно выделяется одна конкретная длины волны широкополосного источника. Таким образом, внутри спектрометра блок AOTF действует как монохроматор, характеризуемый долговременной повторяемостью и исключительной точностью длин волн, быстрой реакцией среды на изменение частоты задающего сигнала и высокой надежностью в связи с отсутствием движущихся частей.
    На выходе из AOTF блокируются луч нулевого порядка и один из поляризованных лучей первого порядка, а второй луч - с правильной поляризацией - перенаправляется в регистрирующую часть прибора. Она представляет собой решетку детекторов из 128x128 пикселей размером 20 мкм на материале ртуть-кадмий-теллур. Решетка охлаждается для достижения требуемого низкого уровня темнового тока при помощи отдельного криоохладителя.
    Инструмент работает в диапазоне от 0.9 до 3.65 мкм, разделяя его на 365 спектральных каналов. Он создает трехмерное изображение для каждого пикселя, содержащее полный спектр, необходимый для выделения и описания отдельных зерен.
    MicrOmega сможет идентифицировать большую часть вероятных компонентов поверхностного слоя астероида веществ, включая силикаты, оксиды, соли, гидратированные минералы, лед и замороженные вещества. Прибор может различать отдельные группы минералов и определять различные классы органических соединений. В случае обнаружения органики она будет изучаться в контексте своей минералогической среды, чтобы лучше понять процессы, которые происходили при формировании и развитии астероида. Особый интерес представляют летучие вещества, которые могли играть важную роль в развитии Солнечной системы.

    Радиометр MARA - мультиспектральный инструмент, призванный измерить поток теплового излучения с поверхности астероида и определить его яркостную температуру. Он также позволит измерять тепловую инерцию поверхности и определять энергетический баланс астероида, что крайне важно для геологов: эти данные говорят о свойствах поверхности, об истории формирования и развития астероида. Еще одна задача инструмента - исследование соотношения между разными полосами в избранных диапазонах длин волн для получения дополнительной информации о минералогии места посадки.
    Головка датчика MARA состоит из шести тепловых датчиков с полем обзора по 20°. Каждый сенсор РТ100 имеет собственный поглотитель и фильтр, так что датчики настроены на разные диапазоны длин волн. Поле зрения MARA охватывает часть поля обзора камеры САМ, что позволяет получать контекстную видовую информацию для зоны радиометрического исследования.
    Широкий канал 5-100 мкм используется для измерения яркостной температуры поверхности. Второй канал 8-14 мкм соответствует рабочему диапазону инструмента TIR орбитального аппарата, обеспечивая калибровку последнего измерениями на месте. Остальные четыре канала MARA имеют фильтры на 5.5-7, 8-9.5, 9.5-11.5 и 13.5-15.5 мкм. Эти каналы предназначены для минералогического описания поверхности, поскольку породообразующие минералы, такие как оливин и пироксен, имеют характерные линии поглощения в этих диапазонах.

    Прибор MAG представляет собой трехкомпонентный феррозондовый магнитометр, измеряющий магнитное поле во время спуска и прыжков посадочного модуля для получения представления о макромасштабных магнитных свойствах и глобальном магнитном поле астероида.
    MAG измеряет напряженность поля в динамическом диапазоне ±50000 нТл с разрешением 6 пТл и частотой 10 измерений в секунду. Масса инструмента - 243 г, размер - 5x7x7 см, энергопотребление -1.2 Вт. Инструмент может определить локальную намагниченность в очень маленьких масштабах, а также отследить вариации, которые могут произойти в результате внешнего влияния.
    Принцип действия прибора основан на нелинейной намагничиваемости для высокопроницаемых легконасыщенных ферромагнитных сплавов. Ферромагнетик окружен двумя катушками. По одной идет переменный электрический ток, доводящий сердечник до насыщения попеременно в двух направлениях. Изменения магнитного поля индуцируют ток во второй катушке. В магнитно-нейтральной среде входные и выходные токи были бы идентичны, но присутствие внешнего поля приведет к более раннему насыщению сердечника при сонаправленности внутреннего и внешнего поля и к более позднему насыщению при противоположной направленности полей. В результате ток второй катушки меняется несинхронно с током первой, и из этой разницы можно «извлечь» местную напряженность электромагнитной среды.

Minerva-II

    Прыгающие аппараты Minerva-II (Micro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid) похожи на своего неудачного предшественника. На «Хаябусе-2» установлены два таких изделия, обозначаемые II-1 и II-2, причем первое, в свою очередь, состоит из двух «прыгунов» А и В, которые отделяются друг от друга после сброса с «Хаябусы».

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Изделие II-1 имеет массу 2.5 кг, а II-2 -1.6 кг. Конструкция выполнена в виде восьмиугольной призмы диаметром и высотой по 10 см. Робот управляется центральным компьютером на RISC-архитектуре с 512 кбайт постоянной памяти с загрузочным кодом и полетным ПО, оперативной памятью на 2 Мбайт и флэш-памятью такого же объема для хранения собранных данных.
    Грани и основания корпуса покрыты фотоэлементами суммарной мощностью 2 Вт, которая идет на питание процессора и зарядку двухслойных конденсаторов, от которых запитаны системы связи, приводы и научная аппаратура.
    Minerva, как и Mascot, может перепрыгивать с одного места на другое с помощью двух двигателей постоянного тока. Первый используется для создания крутящего момента - он вращает внутреннюю массу и создает момент, заставляющий ровер набрать скорость до 9 см/с и перепрыгнуть на несколько метров. Второй мотор вращает платформу, на которой размещено первое устройство, чтобы задать направление прыжка. Связь с «Хаябусой-2» осуществляется на скорости до 9600 бит/с.
    Посадочные модули Minerva II оснащены камерами, фотодиодами и датчиками температуры. Камеры делают снимки миниатюрных размеров (по-видимому, 160x120, как и на их предшественнике), причем из-за низкой скорости передачи данных процессор «обрезает» те части изображения, на которых есть только фон. Измерения температуры поверхности в разных местах и в разное время дня также представляют большой интерес для ученых, чтобы лучше понять энергобаланс астероида и веществ его поверхности.
    На борту КА «Хаябуса-2» размещен микрочип, где записаны имена, послания и фотографии землян, пожелавших «отправиться» в космическое путешествие вместе с японской станцией.

Ргосуоn

    Попутный аппарат Ргосуоn (Proximate Object Close flyby with Optical Navigation) массой 67 кг создан институтом ISAS в составе JAXA совместно с Университетом Токио и предназначен для отработки систем навигации при сближении с астероидами. Решение о запуске было принято в сентябре 2013 г., тогда же началось изготовление зонда.

Попутные аппараты установлены на адаптере PH
«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)


    Небольшой межпланетный КА должен выполнить следующие задачи:
    > Демонстрация работы 50-килограммовой платформы, разработанной для аппаратов наблюдения Земли, в дальнем космосе, включая тесты электроснабжения, тепловых режимов, управления и навигации, и в качестве отдельной задачи - тестирование малых электроракетных двигателей.
    > Демонстрация технологий работы в дальнем космосе:
    - связь в Х-диапазоне с использованием высокоэффективного твердотельного усилителя мощности на нитриде галлия;
    - точная дифференциальная однопутевая навигация DDOR в дальнем космосе;
    - наведение на астероид с помощью оптических датчиков;
    - наблюдение за астероидом в ходе пролета.

    3 декабря 2014 г. в 20:51 JSC Токийский университет и JAXA получили сигналы от зонда, свидетельствующие об успешном начале полета. Как и основной аппарат, Ргосуоn должен выполнить гравитационный маневр у Земли в декабре 2015 г. и близкий пролет одного или нескольких астероидов - кандидатами являются 2000 DP107, 2010 LJ14 и 2002 AJ29. Встреча с одним из них намечена на май 2016 г.

Основные характеристики аппарата Ргосуоп
Размеры и масса
Корпус 0.55x0.55x0.63 м + четыре солнечные батареи размахом 1.5 м Полная масса - 67 кг
Подсистема ориентации AOCS (Attitude and Orbit Control Subsystem)
Измерительные средства: звездный датчик, пять солнечных датчиков, телескоп МТ для оптической навигации и съемки астероида
Исполнительные органы: четыре маховика, трехосный волоконно-оптический гироскоп
Двигательная подсистема I-COUPS
Восемь двигателей ориентации на газообразном ксеноне с тягой 19 мН и удельным импульсом 24 сек
Ионный двигатель с тягой 250 мкН и удельным импульсом 1000 сек
Рабочее тело - 2.5 кг ксенона (общее для всех двигателей)
Система связи Х-диапазона
Приемопередатчик XTPR мощностью 15 Вт
Антенны - одна HGA, одна MGA, две LGA для приема и две для передачи на Землю

    Во время пролета на дальности 30 км будет проводиться съемка астероида в высоком разрешении с использованием штатного телескопа МТ системы ориентации с апертурой 50 мм и фокусным расстоянием 150 мм. Вращение телескопа вокруг продольной оси в сочетании с поворотом входного плоского зеркала позволяет отслеживать цель. На КА также установлена камера на линию Лайман-альфа LAICA (Lyman Alpha Imaging Camera) для наблюдения геокороны Земли на отлете, названная в память о Лайке - первом живом существе в космосе.

Shin’en 2

    Shin'en 2 - экспериментальная межпланетная станция, созданная студентами (!) Университета Кагосимы для проверки технологии дальней космической связи на расстоянии до 3 млн км для негосударственных лунных КА. Масса аппарата - 17 кг, габариты 490x490x475 мм. Корпус выполнен в форме десятигранника с панелями из углепластика с наклеенными фотоэлементами.
    Аппарат имеет линейный транспондер режима J мощностью 0.8 Вт для любительской радиосвязи на большие расстояния, а также маяки типа CW и WSJT. Рабочие частоты КА - 435.270,437.505 и 437.385 МГц соответственно на передачу, 145.942 МГц на прием. Радиолюбительский позывной КА - F0-82.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Дополнительной полезной нагрузкой является дозиметр, созданный Космическим центром имени Джонсона NASA при участии американских университетов для регистрации галактических космических лучей и энергичных частиц от солнечных вспышек.
    На борту КА также находится специальное кварцевое стекло с изображениями и посланием потомкам.

Despatch (ArtSat-2)

    Аппарат Despatch (Deep Space Amateur Troubadour's Challenge) является художественным проектом, реализованным в Университете искусств Тама. Это вторая миссия в рамках программы «ARTSAT: искусство и спутниковый проект». Корпус Despatch, напоминающий творения абстракционистов, был напечатан с помощью 3D-принтера. Масса изделия - 32 кг, размеры - 50x50x45 см, максимальное энергопотребление - 24.5 Вт. На борту зонда размещен передатчик радиолюбительского UHF-диапазона с частотой 437.325 МГц и излучаемой мощностью 7 Вт.

«Хаябуса-2» (Hayabusa-2)

    Despatch должен передавать сигналы в течение недели, пока не достигнет расстояния в 3 млн км от Земли. Тип антенны - всенаправленная (несимметричный вибратор). Спутник не имеет солнечных батарей и питается от аккумуляторов, и для увеличения продолжительности работы аппарата циклы передачи маяка будут довольно редкими.
Автор: А. ИЛЬИН, "НОВОСТИ КОСМОНАВТИКИ"

2005 - , Проект "Исследование Солнечной системы"
Открыт 15.12.2005, E-mail: lobandrey@yandex.ru