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Hayabusa 2

Einleitung

Nachdem die Raumsonde Hayabusa zwar mit viel Glück  heil zur Erde zurückkehrte, aber bei der Bodenprobenentnahme insgesamt doch weitgehend scheiterte (durch glück verirrten sich einige Staubteilchen ins innere der Sonde) hat die japanische Raumfahrtbehörde JAXA eine Nachfolgesonde auf den Weg gebracht.

Der Sonden Körper von Hayabusa 2 ist weitgehend identisch im Aufbau mit Hayabusa 1, wird jedoch ein anderes Ziel ansteuern und zieht Lehren aus der Mission der ersten Sonde. Die JAXA gibt auch als Ziel an die Technologien der Asteroidenerkundung verbessern. "Hayabusa" ist der japanische Name für den Wanderfalken. Als erste Raumsonde Japans stand der Name schon Jahre vor dem Start fest. Japan hat sonst die Tradition die Raumsonden erst kurz vor oder nach dem Start zu benennen, dann meistens mit poetischen Namen. Vorher haben sie Projektnamen wie "Lunar-A" oder "Planet-C".

Änderungen zu Hayabusa 1

Hayabusa 2Der Sondenkörper ist etwas höher (1 x 1,6 x 1,4 m vergleichen mit 1,2 x 1,5 x 1,2 m) und die Sonde ist durch die mitgeführten Lander etwas schwerer (600 anstatt 510 kg). Wie bei der ersten Sonde setzt man Ionentriebwerke mit Xenon als Treibstoff ein. Da die Sonde nun mit einer H-2A Trägerrakete gestartet wird (Hayabusa 1 auf der kleineren Feststoffrakete My-V) die ein mehrfaches der Nutzlast der Trägerrakete von Hayabusa 1 hat, wäre auch eine Mission nur mit chemischem Triebstoff möglich gewesen. Bei Hayabusa 1 verzögerte sich die Rückreise stark da der chemische Treibstoff einfror, vielleicht war dies der Grund warum man beim Xenon blieb.

Neu ist das Kommunikationssystem. Anstatt einer Antenne die einen Sender im X-Band hat verfügt Hayabusa 2 über zwei kleinere Antennen mit Sendern im X-Band und Ka-Band. Letzteres ermöglicht ein mehrfaches der Datenrate des X-Bandes bei ansonsten gleicher Kommunikationsausrüstung ist aber sehr witterungsempfindlich. Bei hoher Luftfeuchtigkeit oder Regen bricht die Verbindung zusammen. Die neuen Kommunikationsantennen sind Planarantennen anstatt parabolischer Antennen. Sie haben dieselbe Leistung wiegen jedoch erheblich weniger. Meistens wird der X-Band Link genutzt doch für Daten des Asteroiden auch der Ka-Band Link, der 32 Kbit/s erlaubt. Zusätzlich steigert der zweite Link die Genauigkeit die Position der Sonde mittels Delta-DOR festzustellen.

Der Bordcomputer ist ein redundant vorhanden und basiert auf der JAXA Entwicklung HR5000S. Dies ist eine SOI (Silicon-On-Isolator) Implementierung der 64 Bit MIPS 5Klf Architektur. Er ist mit 50 MHz getaktet und sollte eine Spitzenleistung von 32 MIPS erreichen. Er wird in einem 0,15 Mikrometer SOI Prozess hergestellt. RHBD-Technologien sollte die Strahlungstoleranz erhöhen. Sowohl in der Integrationsdichte wie auch Geschwindigkeit ist dies ein neuer Rekord. Als Datenspeicher wird ein Solid-State Recorder mit 1 GByte Speicher eingesetzt.

Die Ionentriebwerke wurden modifiziert. Es sind vier Triebwerke mit je 10 mW mittleren Schub, davon werden drei für die Mission benötigt. Der Schub ist 20% größer als bei Hayabusa 1.(dort waren es 8 mN). Der Schub ist variabel und kann maximal 28 mN betragen. Der spezifische Impuls ist allerdings etwas geringer und beträgt nur noch 27.500 m/s (Hayabusa-2: 29.300 m/s).  Die Ionentriebwerke fielen aber auch aus. Als Absicherung sind nun Ionenerzeugung und Beschleunigung getrennt. So kann jede Beschleunigungsstufe mit jeder Erzeugungsstufe arbeiten. Zusätzlich zeigte sich eine starke Erosion der Neutralisatoren bei dem langen Betrieb. Sie erhielten ein stärkeres Magnetfeld, das das Plasma von der Wand abhalten soll.

Dafür wurde auch die Stromversorgung überarbeitet. Die beiden Paneele liefern nun in Erdnähe 2,6 kW Leistung (Hayabusa 1: 1,7 kW). Diese sinkt beim Asteroiden auf 1,4 kW ab.

Um mehr Sicherheit zu haben, wurde ein viertes Reaktionsschwungrad als Reserve für einen Ausfall eingebaut. Bei Hayabusa fielen nach dem Aufsetzen auf Itokawa zwei Reaktionsschwungräder aus. Um deren Lebensdauer zu erhöhen, wird bei der Reise zum Asteroiden (162173) Ryugu nur mit einem Reaktionsschwungrad durchgeführt werden. Dies basiert auf Erfahrungen mit Hayabusa, die zuletzt mit nur einem Reaktionsschwungrad auskommen musste.

 Zusätzlich wurde der MASCOT Lander der DLR mitgeführt.

Hayabusa 2Es gab zudem noch die Zusammenarbeit mit den USA, da der Planetoid auch einer der Zeile der vorgeschlagenen OSIRIS-REx Mission war. (Sie wählte später den Asteroiden Bennu als Ziel). Das Deep-Space Network wird die JAXA unterstützen, damit gibt es in kritischen Missionsphasen mehr Funkkontakt zur Sonde.

Die komplette Annäherung, Navigation und die autonome Landung wurden überarbeitet. Die Lageregelung erfolgt durch vier Reaktionsschwungräder und die 12 Triebwerke mit je 20 N Schub. Die Lage wird festgestellt durch zwei Inertialsysteme, zwei Startrackerkameras, vier Beschleunigungssensoren und vier Sonnensensoren.

In der Nähe zum Asteroiden kommen andere Systeme zum Einsatz: Das LIDAR Instrument, der Laser Range Finder, die fünf Targetmarker die abgeworfen werden und eine Blitzlampe die die optische Navigation unterstützen soll.

Von den neun Instrumenten (Hayabusa 1 hatte nur vier Experimente) stammen vier von Hayabusa, die anderen fünf sind neu oder stammen von Instrumenten anderer Planetensonden ab bzw. basierend auf Hayabusas Instrumenten, wurden aber deutlich verbessert.

Die Raumsonde

Zur allgemeinen Beschreibung siehe beim Aufsatz über Hayabusa. Hayabusa besteht aus einem rechteckigen Zentralkörper. Zwei Solarpaneele mit einer Spannweite von 6 m liefern bei 12 m² Fläche in Erdnähe 2,6 kWh und im fernsten Punkt der Bahn in 1,4 AE Entfernung noch 1,4 kW Leistung. Eine wieder aufladbare Nickelmetallhydridbatterie mit einer Kapazität von 15 Ah liefert Strom für die Phasen wo die Paneele nicht beschienen werden oder noch nicht entfaltet sind.

Der Antrieb besteht aus vier Ionentriebwerken Mu-10 mit 10 mN Schub. Für die Lageregelung wurden zusätzlich zu den 12 mit Hydrazin angetriebenen Triebwerken von je 20 N Schub noch vier Reaktionsschwungräder eingebaut. Die Ionentriebwerken sind mit einer 13,2 Ah Lithiumionenbatterie verbunden die Strom zwischenspeichert, wenn die Triebwerke mehr Strom brauchen als die Paneele liefern. Der Xenonvorrat beträgt 73 kg, das Ionentreibwerksantriebssystem wiegt trocken 70 kg. Die Triebwerke haben eine Lebensdauer von 18.000 Stunden. Die Triebwerke sind schwenkbar um 5 Grad. Jeweils drei werden gleichzeitig arbeiten. Bei völligem Verbrauch des Treibstoffs können sie die Geschwindigkeit um mindestens 3300 m/s ändern.

Hayabusa 2Das System um zu Navigieren besteht aus einer Reihe von Sensoren. Es gibt zwei Star-Tracker Kameras die den Sternenhimmel aufnehmen und die Position der hellsten Sterne im Bild feststellen und mit einem Katalog vergleichen. Sie liefern Informationen über die absolute Ausrichtung der Raumsonde im Raum. Vier Sonnensensoren stellen die Richtung der Sonne fest, das ist wichtig zum Ausrichten die Solarpaneele. Beschleunigungen und Lageänderungen werden mit zwei Inertialsystemen und vier Beschleunigungssensoren gemessen.

Dieses System für die Navigation im Raum wird durch ein zweites ergänzt, das nur im Nahbereich des Ziels aktiv ist. Dieses wurde nach den Erfahrungen mit Hayabusa 2 überarbeitet. Es besteht aus drei optischen Navigationskameras die zuerst den Asteroiden erfassen, gefolgt in größerer Nähe von dem LIDAR System und dem Laserabstandsmesser.

Die Kommunikation geschieht mit zwei jeweils 1,5 m großen fest montierten Hochgewinnantennen im X-Band (8 GHz) und Ka-Band (32 GHz). Die Datenrate beträgt bei beiden Antennen 32 Kbit/s. Dazu kommen eine bewegliche Mittelgewinnantenne und drei Niedriggewinnantennen. Diese Sekundär-Antennen arbeiten alle im X-Band.

Die Bodenproben sollen durch ein nach dem Start ausgefahrenes etwa 1 m langes Probenrohr ins Innere gelangen. Dazu gibt es einen Mechanismus der gegen die Oberfläche gedrückt wird und Material aufwirbeln, eventuell auch zertrümmern soll. Die Proben gelangen in die Rückkehrkapsel. die sich nahe dem Probennehmer befindet. Diese Kapsel von 40 cm Durchmesser und 20 cm Höhe wiegt rund 20 kg. Sie ist mit einem 3 cm dicken Ablativschutz überzogen, der die Kapsel bei einem Wiedereintritt mit bis zu 13 km/s vor der Reibungshitze beim Auftreffen auf die Atmosphäre schützt. Das Verfahren für die Bodenprobengewinnung und die Kapsel sowie ihr Bergungsprofil wurden von Hayabusa 1 weitgehend unverändert übernommen.

Die Experimente

Die Raumsonde übernahm drei Experimente weitgehend unverändert von Haxabusa-1. Dies ist die Onboard Camera AMICA, das Samplehorn, das die Proben in die Rückkehrkapsel befördert und der Laserentfernungsmesser LIDAR. Zählt man die Landekörper hinzu so sind auch die MINERVA Lander weitgehend identisch. Allerdings sind es nun zwei anstatt einem. Insgesamt zehn Körper werden abgeworfen.

Neu oder stark verbessert sind folgende Experimente: NIR2 (anderer Wellenlängenbereich), sowie als neue Experimente TIR (Temperaturmessung), der Impaktor, der einen künstlichen Krater erzeugt, die ihm folgende deploayble Kamera die dies aufnimmt, sowie der deutsche Lander MASCOT.

Ein Experiment von Hayabusa 1 entfiel, das ist das Röntgenspektrometer XRS.

AMICA (Asteroid Multi-band Imaging Camera) auch ONC (Optical Navigation Camera)

Die Kamera AMICA (Asteroid Multi-band Imaging Camera) hat zwei Funktionen. Zum einen ist sie Bestandteil der optischen Navigation, zum zweiten soll sie auch wissenschaftliche Aufnahmen machen. Sie besteht aus drei Kameras mit drei Kameraköpfen und zwei Elektronikboxen. Zwei der Kameras sind Weitwinkelkameras (ONC-W1 und ONC-W2) und eine ist eine Telekamera (ONC-T2). Im Betrieb wird ein Bildpaar der beiden Weitwinkelkameras gemacht und davon ein Dunkelbild (Belichtungszeit 0) der Telekamera subtrahiert. Die ONC sind unverändert von Hayabusa übernommen worden.

AMICA hat Abmessungen von 12.0 × 13.5 × 18.0 cm und wiegt nur 5.74 kg. Sie befindet sich an der Unterseite der Sonde in einer Ecke neben dem Sammelhorn. Das Gesichtsfeld der Kamera beträgt 5.7 × 5.7 Grad oder 2 × 2 km aus 20 km Entfernung. D.h. aus dieser Entfernung ist der nur 300 × 700 km große Asteroid noch nicht einmal bildfüllend.

Die Kamera besteht aus einer nur 15 mm großen Linse mit einer Brennweite von 120 mm (f/d = 8.0). Dahinter befindet sich ein Filterrad mit acht Positionen und sieben Filtern nach dem ECAS System : ul, b, v, w, x, p und zs. (Zwischen 360 und 1050 nm Wellenlänge). Ein achter Filter enthält eine Vergrößerungslinse, die auch für die Polarisationsmessungen und den Abstieg genutzt wird. Dieses bei Planetenmissionen ungewöhnliche Filtersystem wurde benutzt, da man anhand der Helligkeit in diesen Spektralbereichen Planetoiden in verschiedene Klassen einteilt.

Es gibt 32 Verschlusszeiten von 0.0055 bis 178 Sekunden, abgestuft um den Faktor 1.5. Dazu ein Belichtung mit Dauer 0 für die Erstellung von Dunkelfeldbildern und eine ohne Belichtungszeitfestlegung.  Detektor ist ein 1000 × 1024 Pixel CCD mit 20 Mikrometern Pixelgröße. Auf 200 × 200 Pixels jeder Ecke sind 4 Glas Polarisatoren untergebracht, welche die Polarisation der Oberfläche der Mission messen sollen. (Phasenwinkel 0, 45, 90 und 135 Grad). Der CCD Chip digitalisiert das Licht in 4096 Helligkeitsstufen. Bei der Benutzung als optische Navigationskamera kann er noch Sterne mit 5.ter Größe detektieren. Man erwartet ein Bild während der Annäherungsphase alle 20-30 Minuten. Die Kamera hat einen Zwischenspeicher für 16 Aufnahmen.

Parameter Wert
Gewicht: 5,74 kg
Abmessungen: 12 x 13,5 x 18 cm
Fokuslänge: 120,08 mm
CCD: 1024 x 1000 Pixel
Bildfeld: 5,83 x 5,69 Grad
Auflösung: 20,49 Bogensekunden/Pixel
entspricht: 70 cm auf 7 km Entfernung
Belichtungszeiten: 30 zwischen 5,44 und 178.000 ms
Filter: 8, davon 7 nach dem EACS-Standard,
ein Filter mit neutraler Dichte

NIRS3

Deutlich verbessert wurde4 das Infrarotspektrometer. Hayabusa 1 setzte das Vorgängermodell NIRS ein. Das war empfindlich zwischen 0,85 und 2,1 µm und gewann ein Spektrum von 64 Punkten einzelnen Detektoren. NIRS3 ist sensitiv in einem längerwelligen Spektralbereich. Das erlaubt es die Banden von OH-Ionen und Wassermolekülen bei 3 µm zu untersuchen. In diesem Bereich liegen aber auch Absorptionsbanden von Silikaten, Phyllosilikaten und Carbonaten. Der Detektor musste daher gegen ein Array von Indiumarsenid-Sensoren ausgewechselt werden und um im Infraroten die nötige Sensitivität zu bekommen musste das Experiment aktiv gekühlt werden. Das Objektiv besteht aus sieben Silizium-Germanium Linsen, da normale Quarzlinsen Infrarotstrahlen nicht passieren lassen.

Bei der Messung wechselt ein Chopper 100 mal pro Sekunde das Blickfeld zwischen dem Beobachtungsobjekt und einer -80°C Referenzquelle, deren Signal abgezogen wird. Zwischen einem und bis zu 1024 Signalen können so integriert werden.

Aufgabe des Instrumentes ist es die chemische und mineralogische Zusammensetzung der Oberfläche durch Anfertigung von Spektren im mittleren Infrarotbereich zu bestimmen. Minerale sollen mit einer Genauigkeit von 1-2 Gewichtsprozent bestimmt werden. Das Instrument ist für eine Fernerkundung bis auf 1 km Entfernung ausgelegt, darunter ist das Rauschen zu stark, um gute Spektren zu erhalten.

Parameter Wert
Durchmesser Linse: 32 mm
Detektor: 128 Pixel InAs
Bildfeld: 0,1 x 0,1 Grad
spektrale Auflösung: 18 nm
Spektralbereich 1800 bis 3200 nm
Kühlung auf:: -80 °C
Auflösung: 40 m auf 20 km Entfernung

TIR (Thermal Infrared Imager)

Ein neues Experiment ist TIR. TIR ist ein abbildendes Temperatumessgerät. Es basiert auf LIR, einem für die Venussonde Akatsuki entwickeltes Instrument. Das erlaubte es die Entwicklungszeit auf 21 Monate zu drücken. Es basiert auf dem NEC 320A Bolometerarray. Dieses sitzt hinter einer Optik und jedes Pixel misst die Temperatur der Oberfläche die an dieser Stelle bei einer Kamera abgebildet würde. Durch Beobachtungen wie schnell die Oberfläche sich erwärmt oder auskühlt, wenn sie in den Schatten gelangt kann man dann Rückschlüsse über die Oberflächeneigenschaften ziehen, z.B. ob es sich um Staub, Steine oder Felsen, Eis, Gestein oder anderes Material handelt.

Der Detektor wird nicht aktiv gekühlt. Das Eigenrauschen ist daher relativ hoch. Die Kalibrierung erfolgt durch Schließen des Shutters der Optik und die Aufnahme des Shutters als Dunkelstrombild.

Parameter Wert
Gewicht: 3,3 kg
Stromverbrauch:: 22 W
Detektor NEC 320A
320 x 240 Bolometerarray
Gesichtsfeld: 8 x 6 Grad
Auflösung 0,877 mRad (8,8 m auf 10 km Entfernung
Temperarturbereich: 250 bis 400 K
Eigenrauschen (NETD): 0,5 K (bei 350 K)
Absolute Temperatubestimmung: < 5 K (bei 350 K)
Bild: 12 Bit/Pixel, 0,15 MByte/Bild

LIDAR

Das Lidar Gerät ist eine verbesserte Version des Pendants von Hayabusa. Ein LIDAR ist ein Laserentfernungsmesser. In diesem Falle sendet ND:YAG Festkörperlaser einen Impuls bei 1064 nm Wellenlänge aus und hinter einem Cassegrainteleskop bestimmt ein Detektor das ankommende reflektierte Signal. Dabei wird die Zeit zwischen Aussenden und Ankunft bestimmt, da die Lichtgeschwindigkeit konstant ist, kann man so die Entfernung Oberfläche/Raumsonde bestimmen und über sehr viele solcher Messungen bekommt man bei einer bekannten Umlaufbahn die genaue Form des Asteroiden. Der Detektor ist eine Photodiode hinter einem Teleskop parallel zum Laser ausgerichtet. Ein Filter lässt nur die Wellenlänge des Lasers passieren.

Das LIDAR wurde von Hayabusa 1 übernommen und verbessert. Neu ist ein Dust-Counter Mode, der sofern es Staub in einer Wolke um den Asteroiden gibt diesen bestimmen soll. Dabei wird Staub in einer bestimmten Entfernung (von 0 bis 19 km Entfernung) auf 50 m Genauigkeit bestimmt.

Ebenfalls neu ist ein Modus in dem mit diesem Experiment Signale zur erde gesandt werden um die Laserkommunikation über diese Distanz zu erproben. Das wäre ein neuer Rekord, bisher erfolgte der Test nur in der Erdumlaufbahn und Mondumlaufbahn durch die Raumsonde LADEE. Dieses Experiment wird um die Zeit des Erdvorbeiflugs, ein Jahr nach dem Start durchgeführt werden. Hier wird nur der Empfänger genutzt, d.h. man empfängt Signal der Erde, sendet aber selbst keine Impulse aus, dazu ist der Laser zu leistungsschwach. Sender auf der Erde ist ein Teleskop mit 1,5 m Spiegeldurchmesser, das mit einem Laser mit einer Energie von 1,2 J/Impuls ausgestattet wird.

Das Primäre Cassegrainteleskop wird durch eine sekundäre Optik ergänzt, die es erlaubt auch unterhalb 1 km Entfernung Messungen zu machen. So kann bis in einer Höhe von 30 m das LIDAR betrieben werden.

Parameter Wert
Gewicht: 3,7 kg
Stromverbrauch:: 18,5 W
Abmessungen: 0,24 x 0,24 x 0,23 m
Detektor Si-APD Photodiode
Laser: 10 mJ ND:YAG Laser, 10 ns Impulse
Auflösung 0,5 m mit einem Fehler von 1 m
Blickfeld: 1 mrad (Laser), 1,5 mrad (Teleskop)
entsprechend 20 m auf 20 km Entfernung
Teleskop Cassegraintyp mit 127 mm Spiegeldurchmesser
Messfrequenz: 1 Hz
Höhenbereich: 30 m bis 25 km

Mitgeführte Flugkörper

Hayabusa 1 hatte einen Mini Länder namens "Minerva" an Bord. Dieser wird auch bei Hayabusa 2 mitgeführt, davon aber diesmal zwei Stück. Dazu kommen zwei neue Flugkörper. Der DLR-Lander Mascot, und ein Impaktor er soll einen künstlichen Krater schlagen. Ihm folgt eine abwerfbare Kamera die dies fotografieren wird. Dazu kommen fünf Targetmarker, einfache geometrische Körper die vor der Landung abgeworfen werden und damit anhand der Vermessung der Bilder eine Navigation erlaubt.

Der Small Carry-on Impactor (SCI)

Dieser Körper hat die Aufgabe auf dem Asteroiden einzuschlagen und einen kleinen Krater zu formen. er besteht aus einer Kupferscheibe mit 300 mm Durchmesser und einem 150 cm langen Rohr. Dieses dient zur Beschleunigung des Impaktors, der Kupferscheibe. Hinten befindet sich ein einem 65 mm langen Fortsatz ein Zündmechanismus und eine pyrotechnische Ladung. Der Impaktor wird von der Sonde abgetrennt und eine Kamera ausgefahren die den Einschlag beobachten soll. 40 Minuten nach dem Abtrennen zündet die Ladung und die Kupferscheibe wird auf 2 km/s beschleunigt und dabei zu einer Halbkugel verformt. Sie soll eine frische Oberfläche auf dem Asteroiden freilegen. Man wird dann versuchen bei dem Krater oder über ihm zu landen und dort Proben nehmen. Ein sekundäres Ziel ist das die Untersuchung des Kraters auch Rückschlüsse über Beschaffenheit der Oberfläche des Asteroiden erlaubt.

Der SCI wiegt insgesamt 15 kg, davon entfallen 2,5 kg auf das Kupferprojektil und 4,5 kg auf die Explosivladung aus HMX. Er ist der schwerste abgeworfene Körper.

DCAM3

Die Deployable Camera 3 besteht aus zwei Einzelinstrumente, der für wissenschaftliche Zwecke DCAM3-D und dem Empfänger DCAM-ANT zum Empfang der Daten. Die Kamera macht nach ihrer Abtrennung Aufnahmen mit bis zu 1 Frame/s und überträgt die Bilder mit 4 MBit/s zu Hayabusa. Sie arbeitet mehrere Stunden lang bis die Batterien leer sind oder sie auf dem Asteroiden aufschlägt. Die DCAM3 wurde aus der DCAM1.2 der Raumsonde IKAROS entwickelt. Sie wird nach dem Impaktor abgeworfen und erlaubt die Aufnahme der Kraterentstehung, während Hayabusa-2 sich selbst in sichere Distanz bringt, damit aber auch sich vom Einschlagsort entfernt. Sie fotografiert die Ejakta während sie selbst aufschlägt.

DCAM3
Linse 30 mm Durchmesser, Tubuslänge 40 mm, 51 mm Brennweite f/D = 1,7
Bildgröße 74 x 74 Grad
Spektralbereich 450 bis 700 nm
Auflösung 0,65 m aus 1000 m Entfernung
CMOS-Detektor 2000 x 2000 Pixel, 1 Frame/s
Drehrate: 60 bis 120 Grad/s
Größe 60 mm Durchmesser

Mascot

MASCOTDer von der DLR entwickelte Lander Mascot ist das bisher kleinste Gefährt der ESA das auf einem Himmelskörper landet. Er wiegt nur 10 kg und ist in etwa so groß wie ein Schuhkarton. Mascot ist rein batteriebetrieben und wird nur 12 Stunden lang arbeiten. Er trägt vier Experimente. Das Hauptinstrument MicrOmega stammt von der CNES, die beiden anderen Experimente von der DLR und der Universität Braunschweig. Durch eine bewegliche Masse soll er sich nach der Landung neu orientieren können um die Instrumente in die richtige Position zu bringen. Er soll auch bis zu drei Ziele besuchen indem er über den Asteroiden "hüpft". Wie das geht hat schon vor dem Start unfreiwillig der Kometenlander Philae demonstriert, der erst beim dritten Oberflächenkontakt zum Stehen kam. Mascot (Mobile Asteroid Surface Scout) ist nur 30 x 30 x 20 cm groß. Er wird durch Federn aus 100 m Höhe von Hayabusa 2 weggedrückt. Sie beschleunigen den Lander Richtung Oberfläche. Da dessen Oberflächengravitation auf nur 1/60.000 der Erde geschätzt wird, muss die richtige Geschwindigkeit genau eingehalten werden, sonst hüpft der Mascot wieder weg und erreicht die Fluchtgeschwindigkeit die bei diesen Bedingungen nicht mal 1 m/s beträgt. Das gleiche gilt auch für die vorgesehenen 60 bis 200 m langen Hüpfer die durch einen beweglichen arm ermöglicht werden. Der Lander besteht aus einem Fachwerk-Rahmen aus CRFP (Carbon Reinforced Fibre Plastik) der auch das Interface zu Hayabusa ist und an dem die elektrischen Verbindungen angebracht sind und dem Lander selbst. Die Wände bestehen auch aus CRFP in Honigwabenbauweise.

Mascot hatte zwar eine für die heutige Zeit relativ lange Entwicklungszeit von 6 Jahren, trotzdem ist das Projekt aufgrund des geringen Gewichtes und der geforderten Autonomie (bei einer Betriebszeit von 12 bis 16 Stunden wird man kaum bei Problemen eingreifen können) sehr anspruchsvoll. Die Masse ging dabei schon bei den ersten Projektentwürfen stark herunter. Gedacht war zuerst an etwas verkleinerte Philae Lander 95 kg oder zumindest deutlich schwerere Konzepte von 70 und 35 kg Gewicht. Die Wahl von 1999 JU3 bei der JAXA setzte dann den Entwürfen die bei einem anderen Asteroiden bis zu 50 kg schwer sein dürften ein Ende. Es war nun nur noch ein 30 cm großer Quader mit maximal 10 kg Gewicht möglich. In der DLR griff man dann ein Konzept von 1995 eines hüpfenden und stolpernden Landers von 12 kg Gewicht auf und modifizierte es.

MASCOT DiagramZur Abtrennung drückt ein Aktor mit einer Kraft von 2500 N (dies reicht auf der Erde aus um 250 kg in die Höhe zu heben) gegen die vier Verbindungspunkte und fixieren so den Lander. Wird der Aktor bewegt so wird der Lander abgetrennt. Eine Feder drückt ihn dann von Hayabusa weg. Dieser Mechanismus hat den Vorteil ohne Pyrotechnik auszukommen. zur Kommunikation gibt es einen Sender basierend auf dem von Minerva und zwei Rundstrahlantennen (eine auf jeder Seite). Während des Flugs wird er von Hayabusa mit Strom versorgt und auch aktiv geheizt, danach muss er ohne Heizung auskommen und ist nur durch viele Lagen isolierender Folien vor der Kälte des Weltraums geschützt. (Bei einem erwarteten Reflexionsgrad von 6% dürfte die Asteroidenoberfläche aber auch relativ warm sein). Die Betriebszeit von 16 Stunden wurde so festgelegt das dies zwei Rotationsperioden des Asteroiden sind. Je nach Quelle werden 7,45 und 12 Stunden als Rotationsperiode für 1999 JU3 genannt. Die Batterie hat eine Kapazität von 200 Wh. Der Sender mit einer Frequenz von 957 MHz erlaubt das Senden von wissenschaftlichen Daten mit einer Datenrate von 37 kbit/s und Telemetrie wird mit 1,7 kbit/s.

Der Bordcomputer ist für autonomes Arbeiten ausgelegt. Das Hüpfen geschieht durch einen Schwungarm mit einem Gewicht aus Wolfram. Durch Drehen des Arms und damit des Gewichts wird ein Drehmoment erzeugt, das den Lander zweimal hüpfen lässt.

Mascot ist nicht nur sehr kompakt, er hat auch einen hohen Anteil an Nutzlastmasse: Er beträgt mehr als 35%. Sie teilen sich auf vier Experimente auf. Das Hauptexperiment ist MicroOmega.

Mascot Camera

MASCOT KameraDie MASCOT-Kamera besteht aus einem Normalbrennweitenobjektiv, einem CMOS-Sensor und der Elektronik. Zusätzlich sind am Kamerakopf vier LED angebracht um die Szene zu beleuchten. Aufgrund der kurzen Betriebszeit wird es nicht viele geben. Man erwartet "einige Dutzend" Bilder vom Zeitraum der Abtrennung bis zum Versagen der Batterien, davon wären etwa 15 Aufnahmen wissenschaftlich nutzbar. LED-Zellen ermöglichen auch das Anfertigen von Bildern bei Nacht. der Sensor ist da die Kamera geneigt ist zur optischen Achse geneigt um so die Obstruktion des Bodens nahe des Landers zu verringern. Die Elektronik hat einige Programme, darunter auch die von Auto-Expose Aufnahmen also feststellen der besten Belichtungszeit durch die Messung der Beleuchtungssituation. Die Kamera basiert auf Vorgängerversionen für Exomars (Pancam) und Philae (ROLIS).

 
Parameter Wert
Gewicht: 0,403 kg, 117 x 77 x 96 mm
Stromverbrauch 1,5 Watt (nur Kamera), 4,5 Watt (mit LED), 6,4 Watt (Maximal)
Gesichtsfeld 70 Grad, davon 55° vom Sensor genutzt, 22° zur Achse geneigt
CMOS Sensor 1024 x 1024 Pixel zu je 15 mm Größe, empfindlich zwischen 400 und 1000 nm, maximale Empfindlichkeit bei 600 bis 700 nm
Auflösung: 0,15 mm in 150 mm Entfernung (minimale Schärfentiefe)
Optik F/16 Linse
LED's 4 Arrays von je 36 LED mit Zentralwellenlängen von 470, 530, 624 und 805 nm

MARA

Das Radiometer MARA hat 6 Sensorköpfe, jeder mit einem Gesichtsfeld von 20 Grad und einem hochempfindlichen PT-100 Thermophilen aus Bismut-Antimonit. Belegt sind die sechs Köpfe mit unterschiedlichen absorbierenden Filtern sodass in 6 Wellenlängenbereichen die Strahlung des Bodens mit einer Räumlichen Auflösung von einigen Dezimetern gemessen wird. Damit erhält man die Temperatur des Bodens, die abgegebene Strahlung in verschiedenen Strahlungsbereichen und grobe Rückschlüsse auf die Oberflächenbeschaffenheit. Vier der Kanäle dienen zur Eingrenzung auf bestimmte Absorptionsbereiche von Mineralien, einer der über den ganzen Spektralbereich ist für die Temperaturmessungen und ein Kanal empfindlich zwischen 8-12  Mikrometern ist identisch zu dem des Spektrometers von Hayabusa. Das Instrument basiert auf den Sensoren für MUPUS an Bord von Philae. Es kann die Nachttemperatur auf 0,1 Kelvin genau messen. Es wiegt nur 0,24 kg und verbraucht im Durchschnitt 1,7 Watt an Strom.

Parameter Wert
Gewicht: 0,24 kg,
Stromverbrauch 1,7 Watt
Gesichtsfeld: 20 Grad
Sensoren: 6
Wellenlängenbereiche: 5,5 - 7 µm
8 - 9,5 µm
9,5 - 11,5 µm
13,5 - 15,5 µm
8 - 14 µm
5 - 100 µm

MicrOmega

Mascot MissionDas von der CNES stammende Microomega soll die chemische Zusammensetzung des Bodens unter MASCOT bestimmten. Dazu gibt es einen aktiv gekühlten Detektor, empfindlich zwischen 900 und 3500 nm, eine Weiß Lichtquelle und einen Monochromator der durch einen akustisch-optischen justierbaren Filter besteht, der mit einer Frequenz von 26 bis 102 MHz auf den gewünschten Wellenlängenbereich eingestellt wird. Gemessen wird an bis zu 500 Stellen zwischen 900 und 3500 nm. Dabei erhält man ein Infrarotspektrum das man mit den bekannten Spektren von irdischen Gesteinen vergleichen und damit die Minerale identifizieren kann.

MircoOmega macht auch Aufnahmen des Bodens von 128 x 128 Pixel Größe. Sie sollen Details von bis zu 20 µm Größe zeigen.

Micromega basiert auf einem Instrumente für Phobos Grunt und benutzt Teile die für ein weiteres Instrument für Exomars entwickelt wurden. Von Frankreich stammt auch die Batterie und zwei Antennen an Bord des Hüpfers.

Magnetometer

Das kleinste und leichteste Experiment ist das MASCOT Magnetometer. Es stammt vom Institut für Geophysik und extraterrestrische Physik der Universität Braunschweig. Es basiert auf Vorgängermodellen an Bord von Rosetta und Venus Express. Der Sensorkopf sitzt am Boden des Landers, die Elektronik beim Bordcomputer.

Parameter Wert
Gewicht: 0,089 kg Sensor
0,180 kg Elektronik
Stromverbrauch 0,5 Watt
dynamischer Bereich +/-12.000 nT
Sensor Rauschen 10 pt/√Frequenz (Hz)
Meßgenauigkeit 7 pT
Messrate 10 Hz

Die Mascot Instrumente haben neben der Detailerkundung eines kleinen Fleckes auch eine zweite Aufgabe: sie dienen zum Eichen bzw. einordnen der Orbiter Ergebnisse. So hat MARA einen Kanal der identisch zu der Spektrometers von Hayabusa ist. Die Kamera von Hayabusa von die Mascot-Cam wurden mit denselben Szenen und den LED-Ausleuchtungen geeicht, d.h. man weiß wie man die Bilder verarbeiten muss damit man das Spektralverhalten der Orbiter Kamera hat.

Der Lander Minerva

ISAS Hüpfr MinervaDie Sonde trägt auch drei kleine Hüpfer namens MINERVA der japanischen Raumfahrtorganisation ISAS. Er basiert auf dem Modell für Hayabusa-1. Von dem Hüpfer Minerva sind nur wenige technischen Details bekannt. Er wiegt 1100 g und trägt drei miniaturisierte Kameras. Zwei schauen auf die nähere Umgebung und sind fähig Stereoaufnahmen in einem Bereich von 10-50 cm zu machen. Die zweite Kamera auf der anderen Seite schaut in die Ferne, wobei man bedenken muss dass "Ferne" bei einem nur 600 m großen Asteroiden nicht weit weg ist, da bei einem so kleinen Himmelskörper auch der Horizont viel näher ist. Diese Kamera ist auch während des Hüpfens auf dem Mond aktiv. Solarzellen auf der Oberfläche versorgen ihn mit 2 Watt an Strom. Die Kameras bestehen aus 8 Linsen, die so das 125 Grad Gesichtsfeld mit nur 3 % Verzerrung aufnehmen können. Dazu kommt eine Telekamera mit kleinerem Gesichtsfeld

Die Kameras von Minerva können Details von 1 mm Größe aus 10 cm Entfernung erkennen. Auf der Unterseite gibt es sechs Sensoren welche die Oberflächentemperatur messen. Seine Lebensdauer wurde mit 36 Stunden angegeben. Der kleine Minerva hat eine Höhe von 17 cm und einen Durchmesser von 7 cm.

Zwei MINERVA wiegen jeweils 1,1 kg. Sie werden gemeinsam aus einem Behälter ausgestoßen. ein doppelt so großer befindet sich in einem zweiten Behälter. Er wiegt 2 kg und hat eine vierte Kamera. Die Datenrate zu Hayabusa wurde von 9,6 auf 32 kbit/s erhöht.

Das Ziel

Der Planetoid 1999 JU3 ist nach den derzeitigen Beobachtungen deutlich größer als Itokawa, das Ziel von Hayabusa 1. Itokawa hatte die Form einer Kartoffel mit den Abmessungen 540 x 310 x 250 m, während 1999 JU3 runder ist mit einem mittleren Durchmesser von 870 m und einem maximalen von 990 m. er rotiert such schneller in etwas über 8 Stunden um die eigene Achse anstatt 12 Stunden. Am 28.15.2015 bekam der Planetoid einen offiziellen Namen und eine Nummer: (162173) Ryugu. Er wurde benannt nach einem Unterwasserpalast des Drachengottes aus einer japanischen Sage benannt. Ein Fischer besuchte diesen Palast und brachte eine schwarze Kiste mit Geheimnissen zurück. In Analogie dazu wird Hayabusa 2 den Asteroiden besuchen und eine Kiste mit Gesteinsproben zurückbringen.

Wichtig ist auch, das er leichter erreichbar. Er gehört zu der Klasse der Erdbahnkreuzer vom Apollotyp. Er nähert sich bis auf 0,963 AE der Sonne und entfernt sich bis auf 1,415 AE von der Sonne bei einer Bahnneigung von 5,8 Grad. Itokawa hat nur eine um 1,6 Grad geneigte Bahn, nähert sich der Sonne bis auf 0,954 AE, entfernt sich mit 1,69 AE deutlich weiter. Damit dürfte das Risiko das Hydrazin wie bei Hayabusa einfriert kleiner sein und der Geschwindigkeitsbedarf ist kleiner, was die Reisedauer und Missionsdauer verkürzen kann. Untersucht wurden auch andere Ziele die sich zum Teil schneller erreichen liesen. Die Wahl auf 1999 JU3 (noch ohne Namen) fiel weil nach Untersuchungen sein Gestein wohl seit der Entstehung weitgehend unverändert ist (man schätzt das Alter auf 4,5 Milliarden Jahre) und man so einen besonders interessanten Kandidaten hat.

Obwohl die H-2A Hayabusa direkt zu ihrem Ziel bringen könnte wird die Mission genauso verlaufen wie bei der ersten Sonde: Nach dem Start in eine Sonnenumlaufbahn holt die Sonde bei einem Erdvorbeiflug Schwung und passt ihre Bahn der des Asteroiden an. Die restlichen Korrekturen und auch die Beschleunigung für den Rückflug werden dann von den Ionentriebwerken durchgeführt. Bei der Planung war die Missionsdauer aber mit 6 Jahren noch länger angesetzt als bei der ersten Mission die nominell nur 3 Jahre dauern sollte. Eventuell liegt die Ursache in dem Backup-Startdatum das im Juni 2015 liegt. Ein Erdvorbeiflug würde dann unabhängig vom Startfenster beide Ausgangsbahnen auf eine gemeinsame Zielbahn umlenken.

Missionsgeschichte

Am 19.8.2010 gab die JAXA bekannt, das 2014 Hayabusa 2 starten soll. Die 14.7 Milliarden Yen (200 Millionen Dollar) teure Mission ist ein Nachbau der ersten Sonde, wobei natürlich die Systeme die ausfielen oder die Probleme machten überarbeitet werden. 2014 sollte die Reise beginnen. 2018 sollte sie den Asteroiden (162173) 1999 JU3  erreichen. Dieser ist etwa einen Kilometer groß und enthält anders als das erstes Ziel einen sehr hohen Anteil an Kohlenstoff und wird daher zu den C-Typ Planetoiden gezählt. Diese Asteroiden sind weitaus seltener als der Planetoid Itokawa der zur S-Klasse aus Silikatgesteinen gehört. Nach Kartierung der Oberfläche werden Bodenproben genommen und die Rückreise angetreten. 2020 soll die Raumsonde dann wieder landen.

Hayabusa 2 ist daher im wesentlichen eine Wiederholung der ersten Mission, allerdings mit einem anderen Ziel. Im Vorfeld scheiterte ein Vorstoß für eine anspruchsvollere Sonde, welche in japanisch-europäischer Zusammenarbeit gestartet werden sollte. Italien hatte dafür schon einen Start mit der Vega Rakete zugesagt. Da die My-5, mit der Hayabusa startete nicht mehr produziert wird, ist geplant eine neue Trägerrakete namens Epsilon einzuführen. Sie wird als erste Stufen die Booster der H-IIA einsetzen und als Oberstufen die der My-5. Die maximale Nutzlast sinkt dadurch aber von 1.900 auf 1.180 kg für eine niedrige Erdumlaufbahn ab. Ob Hayabusa 2 mit der Epsilon starten wird ist offen. Der Start beider Projekte wurde gleichzeitig bekannt gegeben aber keinerlei Beziehungen zwischen Träger und Sonde finden sich in der Presseerklärung. Hayabusa 1 wog 630 kg. Eine Trägerrakete mit nur 1.200 kg LEO Nutzlast sollte eigentlich nicht die Leistung bringen können, 530 kg auf einen Fluchtkurs zu bringen. Wie sich zeigte hatte zwar die Epsilon ihren Erstflug 2013, aber die größere H-2A transportierte Hayabusa-2.

Anfang 2012 wurde der Baubeginn von Hayabusa 2 bekanntgegeben. NEC wird die Sonde bauen. Der Sondenkörper wird etwas breiter als bei Hayabusa sein. eine weitere Neuerung soll ein verbesserter Mechanismus sein um Bodenproben zu nehmen. Er soll einen kleinen Krater schlagen können, dabei soll mehr Auswurfsmaterial ins Innere der Sonde gelangen. Hayabusa wird mit 600 kg schwerer als die erste Version sein. Der Start ist nun mit einer H-2A geplant, eine Trägerrakete die eigentlich für diese Mission überdimensioniert ist. Eventuell wird daher die Sonde mit einem zweiten Start kombiniert, doch auch die Raumsonde Akatsuki setzte eine H-2A ein, obwohl sie eigentlich viel zu klein für diesen Träger war.

Ziel ist der Asteroid 1999 JU3, ein Asteroid vom Typ der kohligen Chondriten, einer sehr seltenen Klasse. Er befindet sich auf einem ähnlichen Orbit wie Itokawa und hat einen geschätzten Durchmesser von 920 m. Er soll 2018 erreicht werden. Nach einem Jahr Erkundung wird die Sonde im Dezember 2019 zur Erde zurückkehren, die im Dezember 2020 erreicht werden soll.

Eine erste Finanzierung für das Haushaltsjahr ab dem 1.4.2012 liegt bei 3 Milliarden Yen, rund 38 Millionen Dollar oder 30 Millionen Euro.

Die vorgesehene Mission

Das Startfenster für Hayabusa 2 öffnet sich am 30.11.2014. Träger ist eine H-2A in der kleinsten Version.

Hayabusa 2 MissionNach dem Start gelangt die Raumsonde zuerst in eine Sonnenumlaufbahn. Die Startenergie reicht nicht aus um direkt zum Ziel zu gelangen, so findet am 19.5.2015 ein Erdvorbeiflug statt, der wahrscheinlich auch genutzt wird um die Instrumente zu kalibrieren. Während Starttermin und Vorbeiflugtermin aufgrund himmelsmechanischer Anforderungen weitgehend fix sind, sind die folgenden Termine nur als Vorgaben zu sehen. Aufgrund der langen Betriebszeit der Ionentriebwerke sind Ankunfts- und Abreisezeitpunkt beim Planetoiden wie auch die Rückkehr zur Erde variable. Noch mehr Variationen gibt es bei den Absetzpunkten der mitgeführten Lander, Targetmarker und des Impaktors.

Im Juni 2018 erreicht Hayabusa 2 dann den Asteroiden. Die Raumsonde wird den Asteroiden aus einer Entfernung von 20 km erkunden, dies ist ihre Heimatposition zu der sie nach Manövern wieder zurückkommen. Aufgrund der niedrigen Schwerkraft des kleinen Körpers umrundet sie ihn nicht, sondern begleitet ihn auf einer parallelen Umlaufbahn. Da der Asteroid nach den Erkenntnissen vor dem Start innerhalb von 7,6 Stunden einmal um die Achse rotiert sieht sie trotzdem die ganze Oberfläche. Hayabusa 2 wird den Asteroiden 1999 JU3 über einen Umlauf beobachten, so wird die ganze Oberfläche, auch die Pole einmal beleuchtet. Die Sonde wird ihn daher über mindestens 15 Monate begleiten.

Die Sonde nähert sich von den 20 km Entfernung zuerst bis auf 5 km Entfernung (Beobachtungsposition). Das absetzen der Landeapparate erfolgt auf einer Annäherung bis auf 1 km Entfernung. Sie werden abgeworfen und bewegen sich aktiv auf den Asteroiden ("fallen" würde wegen der geringen Gravitation nicht ausreichen) und Hayabusa zündet ihre Triebwerke um sich wieder vom Asteroiden zu entfernen.

Hayabusa 2Ähnliche Manöver sind auch für das Absetzen der Lander geplant, so wird man für MASCOT Hayabusa bis auf 100 m auf die Oberfläche heranführen und dann wieder in eine sichere Entfernung von 20 km gehen. Wegen der geringen Gravitation umkreist dann Hayabusa nicht den Planetoiden, sondern begleitet ihn auf einer ähnlichen Sonnenumlaufbahn. Bei Mascot muss die Landegeschwindigkeit von 3 cm/s genau getroffen werden - das ist 50% der Fluchtgeschwindigkeit. Ist sie zu hoch so kann der Lander im Weltall "entschwinden".

Im April 2019 wird Hayabusa 2 selbst auf dem Asteroiden Landen. Zuvor wird der Samplenehmer ausgefahren, der dann einem sich ausweitenden Horn gleicht. Auf ihm landet die Sonde, er drückt als einziger Teil auf die Oberfläche. Ein Projektil wird herausgefeuert und es schlägt Teile aus der Oberfläche, die dann durch die Wucht in den Probenraum gelangen der in der Rückkehrkapsel sich befindet. Diese sitzt an der Seite, hat einen Durchmesser von 40 cm und wiegt 20 kg. Sie besteht aus zahlreichen 0,125 mm starken CFK-Schichten als äußere Hülle und einem Schaumkern im Inneren der die Proben aufnimmt und vor Beschädigung bei der starken Abbremsung bei der Landung schützt.

Zuletzt wird der Impaktor abgesetzt. 500 m Höhe wird der Impaktor abgetrennt. Er fällt nun durch die Gravitation auf den Asteroiden. Das dauert bei der geringen Gravitation aber Stunden. Nach 1 Minute beginnt Hayabusa ein Ausweichmanöver und entfaltet die Deployable Kamera. Nun bringt sich Hayabusa in Sicherheit. Nach 40 Minuten zündet die pyrotechnische Ladung und beschleunigt die Kupferscheibe auf 2 km/s. Der Aufschlag soll von der Kamera beobachtet werden. Die DCAM3 wird nach dem Impaktor ebenfalls abgetrennt und folgt diesem auf seinem Weg auf den Planetoiden. Hayabusa selbst wird sich weiter vom Asteroiden entfernen (bis auf 200 km) und erst nach zwei Wochen, wenn die Ejakata sich gesetzt oder den Asteroiden verlassen haben, kommt die Sonde erneut zu 1999 JU3.

Im Dezember 2019 verlässt die Raumsonde dann 1999 JU3 und tritt den Rückweg an, der nominell nur ein Jahr dauern soll. Wie bei Hayabusa 2 wird die Kapsel dann ballistisch in die Atmosphäre eintreten und auch das Landegebiet ist das gleiche: die australische Wüste, in der Nähe von Woomera wo früher die Europaraketen starteten.

StartGeplanter Zeitablauf

Ereignis Datum
Start: 30.11.2014
Erdvorbeiflug 19.5.2015
Ankunft 1999 JU3 Juni 2018
Landung April 2019
Rückstart zur Erde Dezember 2019
Ankunft der Rückkehrkapsel: Dezember 2020

Reale Mission

Mit nur wenigen Tagen Verzögerung startete Hayabusa 2 am 3.12.2014. Die für diese kleine Raumsonde viel zu leistungsfähige Trägerrakete erlaubte es noch drei weitere Technologienutzlasten mitzuführen: Proximate Object Close Flyby with Optical Navigation, abgekürzt: PROCYON soll Vorbeiflugmissionen mit kleinen Raumsonden an bis zu drei Asteroiden erproben und vor allem die dazu nötige genaue Bestimmung der Position mit Delta-DOR erproben. PROCYON (auch der Name des hellsten Sterns im Sternbild Canis minor ("kleiner Hund"). wiegt 59 kg. Shin’en-2, ein Experiment der Universität von Kagoshima soll weitere Techniken bei der  Kommunikation über lange Distanzen erproben. Es ist der Nachfolger von Shin'en-1, der 2010 beim Start von Akatsuki mitgeführt wurde und kurz nach dem Start ausfiel. Der bei ANSAT unter der Bezeichnung SOSCAR 82 geführte Satellit wiegt 17 kg. Zuletzt gibt es noch das Experiment Deep Space Amateur Troubadour’s Challenge (DESPATCH) ein Mittelding zwischen Skulptur und Satellit. Ein eine Skulptur ist ein Sender eingebaut der von Amateurfunkern verfolgt werden kann.

Alle Sekundärnutzlasten werden nach Hayabusa 2 entlassen, gelangen also in eine Sonnenumlaufbahn. Die H-IIA beschleunigte die Flugkörper auf über Fluchtgeschwindigkeit (C3=21,03 km²/s², entsprechend 11,89 km/s ausgehend von der 245 km hohen Kreisbahn die zuerst als Parkbahn erreicht wurde. Erreicht wurde eine 0.915 x 1.089 AU x 6.8 Grad Sonnenumlaufbahn.

PROCYON erprobte am 22.2.2015 sein Ionentriebwerk, es hatte jedoch nur 0,25 anstatt 0,33 mN Schub. Schon am 10.3.2015 fiel es aus. Der Erdvorbeiflug am 3.12.2015 lenkte daher die Sonde nicht zu ihrem Ziel um. PROCYNON kostetet 500 Millionen Yen, rund 3,72 Millionen Eur.-

DESPATCH war nur batteriebetrieben wobei man mit 7 Tagen Lebensdauer rechnete. am 7. und 15.12.20144 gab es Funkverbindung in bis zu 4,7 Millionen km Distanz. Am 3.1.2015 wurde das "Projekt" von der Kunsthochschule für beendet erklärt. DESPATCH wog 30 kg.

Die ersten drei Monate bis zum 2. März 2015 wurden alle Systeme der Raumsonde und der Instrumente durchgecheckt. Danach ging sie in den Cruise Mode. Bis zum Erdvorbeiflug ist sie nun im Cruise Mode. Zweimal sind Geschwindigkeitsänderungen durch die Ionentriebwerke bis zum Erdvorbeiflug im November/Dezember 2015 geplant. Einmal über 400 Stunden beginnend vom 3.3.2015, das zweite mal mit rund 200 Stunden lang im Juni. Beide Manöver werden die Geschwindigkeit um 60 m/s ändern.

Am 3.12.2015 flog die Raumsonde in 3.090 km Distanz über dem pazifischen Ozean an der Erde vorbei. Die Kamera ONC-T übermittelte zahlreiche Aufnahmen, die von der JAXA zu einem Film zusammengesetzt wurden. Der Vorbeiflug drehte den Orbit von Hayabusa 2 um 80 Grad und beschleunigte sie um 1,6 km/s auf 31,9 km/s.

Links

Hayabusa-2 - LCPM-10 - California Institute of Technology

A Mobile Asteroid Surface Scout (MASCOT) for the Hayabusa 2 Mission

SMALL CARRY-ON IMPACTOR (SCI): ITS SCIENTIFIC PURPOSE, OPERATION, AND OBSERVATION PLAN IN HAYABYSA-2 MISSION

Development of Hayabusa-2 Deployable Camera (DCAM3)

MASCOT (Helmholz-gesellschaft)

A WIDE-ANGLE CAMERA FOR THE MOBILE ASTEROID SURFACE SCOUT (MASCOT) ON HAYABUSA-2

A Camera for the MASCOT Mission

“How to build a 10 kg autonomous Asteroid landing package with 3 kg of instruments in 6 years?”

MACOT

Mascot 2009

The Mascot Radiometer Mara for the Hayabusa-2 Mission

https://eeepitnl.tksc.jaxa.jp/mews/en/22nd/data/16_12_2.pdf

http://www.lpi.usra.edu/sbag/meetings/jul2014/presentations/0330_Tue_Abell_Hyabusa2.pdf

http://www.hou.usra.edu/meetings/lpsc2014/pdf/1922.pdf

http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2012/pdf/1498.pdf

http://global.jaxa.jp/press/2015/12/20151214_hayabusa2.html

https://de.wikipedia.org/wiki/ARTSAT2-DESPATCH

https://en.wikipedia.org/wiki/PROCYON

http://meetingorganizer.copernicus.org/EPSC2013/EPSC2013-733.pdf

 

Artikel erstellt am: 15.12.2017


© des Textes von Bernd Leitenberger.
© der Bilder : Jaxa / ISAS

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