はやぶさ (探査機)
プロジェクタは弾丸(プロジェクタイル)を下方へ向けて打ち出し、イトカワ表面の岩石などを飛散させてサンプルとしてホーン内に飛び上がらせる役割を持つ。3本の棒状の発射装置がサンプラーホーンの基部外面に備わり、電気発火によって推進薬に点火されることで、5gのタンタル製の弾丸が各1発ずつ順番に発射されると秒速300mで飛び出してイトカワ表面を打つ。ホーンの基部にはアルミ箔の膜が付いた穴が3か所開いており、それぞれのプロジェクタがこれらに合わせて取り付けられている。点火後、弾丸は推進薬の圧力によってアルミニウム製のサボと共に前進し、弾丸はプロジェクタから飛び出すが、サボはプロジェクタ内に留まり変形して銃口を塞ぐので、発射ガスがホーン内に吹き込まれてサンプルや地面を汚染することはほとんどない。弾丸は穴からホーン内に入射されると、下部ホーン下端の中央付近に飛ぶように照準されている。弾丸はタンタル製であるため、小惑星の岩石組成とは区別が付きやすいとされる。プロジェクタの発射命令は、ホーンの長さを測るLRF-S2が1cmの短縮を検出することで出されることになっていた。
サンプラーホーンは、先端部の内径が20cmで全長1mほどのほぼ円筒形をした中空の管である。上部ホーンと下部ホーンはアルミニウム製の円錐形であり、ホーン全体の外形を保ちながら、舞い上がったサンプルを最上部へと誘導する働きをする。中部ホーンは耐弾性がある布を円環で支えた蛇腹構造になっていて、打ち上げ時には畳まれ、宇宙空間で伸ばされるようになっている。舞い上がったサンプルがホーンを破って機体に損傷を与えないように強靭な布が選ばれており、機体自身が地面に接触しないように距離を稼ぐと同時に接地時の衝撃吸収も担っている。下部ホーンの周囲にはダストガートというスカートがあり、ホーンに入らなかったサンプルが機体側に飛び上がって障害を起こさないように考慮されている。
サンプルキャッチャー/カプセル蓋
サンプルキャッチャーは直径48mm、高さ57mmの円筒形の容器であり、内部はA室とB室に隔てられている。上部ホーンから導かれたサンプルは45度に傾いた反射板に当たることで進路が横向きに修正されて、1回目のサンプル収集ではB室に格納され、次にA室に格納される。2室の切り替えは120度(1/3回転)ごとに2方向の開口部を持つ回転ドア式の回転筒キャップによって行われ、最後の1/3回転によってこれがそのまま蓋となる。サンプルキャッチャーの一方にはカプセル蓋が固定されている。
サンプルキャッチャーをサンプルコンテナ内に移動させるのが搬送機構の役割である。サンプルの収集を終えて、サンプルキャッチャーをサンプルコンテナ内に移動するには、まず、サンプルキャッチャーに挿入されているホーン上端部を下げる。次に、形状記憶合金製のバネに通電してサンプルキャッチャーとカプセル蓋を押し、これらをサンプルコンテナ内に挿入する。ラッチ・シール機構に対して信号を送り、ラッチによってカプセルにカプセル蓋を固定する動作と、Oリングによる真空シールを保つ動作を同時に行う。カプセル側と結んでいた信号ケーブルを火工品によるワイヤーカッターで切断した。
サンプルコンテナは帰還カプセル内の中央に位置しており、サンプルキャッチャーを格納する容器である。宇宙空間でサンプルキャッチャーを収容したサンプルコンテナは、サンプルキャッチャー側の2重のOリングと共にサンプルキャッチャーとサンプルコンテナとの狭い間隙を真空に保つことで地球帰還時の再突入の高温から熱伝導を断ち、同時にサンプルコンテナ内まで真空に保つことで地球大気からのサンプルの汚染も防ぐようになっている。
帰還カプセルは、直径40cm、質量16.3kgの蓋付中華鍋のような形状をした耐熱容器で、サンプルコンテナなどを除けば、ヒートシールド、パラシュート、インスツルメント・モジュールといった要素から構成される。帰還カプセルはサンプルコンテナを収容後、分離地点に到達したところで止められていたラッチを火工品により解除し、18本のヘリカルスプリングが再突入カプセルを回転をつけながら押し出すしくみである。地球帰還時には最大、約43,000km/時(約12km/秒)の速度で大気に進入するため、主に断熱圧縮による空力加熱を受けて前面の空気の温度は最大では2万℃ほどになる。15MW/m2ほどの加熱率と見込まれる。地球帰還後は月軌道付近で本体から分離し(実際には 70,000kmまたは 74,000kmで分離した)、突入角12.0度、秒速12.2kmの超軌道速度で再突入する。
ヒートシールドは、主に炭素繊維強化プラスチック (CFRP) によって作られた耐熱性のカバーであり、前面ヒートシールドと背面ヒートシールドの2つの円盤状の部品から構成される。最大2万℃になる熱に耐えながら、内部への熱の侵入を断つことが求められた。前面ヒートシールドは、落下中の減速効果と姿勢の安定性を両立させるために曲率半径20cmの部分球面状の外形が選ばれた。高熱に耐えるための外面を形成するCFRPの層は「アブレータ」と呼ばれる。前面側では25 - 36mmほどのアブレータ層の内側には10mmほどの断熱層が形成され、背面側では11mmのCFRP層になっている。表面にはアルミ蒸着カプトンの薄膜が貼られている地球周回軌道から再突入するスペースシャトルの約30倍(淀み点総加熱率)もの空力加熱によってカプセル周囲の気流は1万℃に達するが、アブレータから揮発したガスが熱を遮り、ヒートシールド表面は3,000度、カプセル内は50度程度までに抑えられる。。背面ヒートシールドにはパラシュートの一端がつながり、ヒートシールドを分離・破棄する過程でパラシュートが引き出されることになる。
再突入カプセルは、大気を落下中の高度5 - 10km付近でヒートシールドを捨て、ポリエステル製のパラシュートを開いて、落下速度を7m/秒程度にまで減速させる。
インスツルメント・モジュール
インスツルメント・モジュールはサンプルコンテナを取り囲むように配置されている電子機器であり、リチウム一次電池によってパラシュートの開傘命令と電波ビーコンの送信が行われる。加速度センサやタイマーによってパラシュートの開傘タイミングを決め、開傘後に地上に落下してからはUHF帯でビーコンを送信する。高熱や開傘時の50Gほどの衝撃にも耐える必要から、基板間は樹脂で満たされ固められている。
MINERVA(ミネルバ)は、当初、はやぶさへの搭載が予定されていたアメリカ航空宇宙局 (NASA) のローバーがキャンセルされたため、それまでゆっくりと開発されていたものが、急遽準備された日本の小型ローバーである。プロジェクトマネージャーの川口淳一郎が日本独自の子探査機を搭載することを提案し開発された。名称は "MIcro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid" の略である。カウンターバランスの代わりに搭載することが前提となっており、分離機構を含めた質量を1kg以内に収めることが条件となっていた。NASAのJPLによってMUSES-CNの開発が進められていたことから正式なプロジェクトとしては扱われておらず、開発費は技術研究費用から捻出された。民生品や宇宙仕様品の廃棄部位の使用、宇宙仕様品のメーカーによる無償提供などで開発コストが大幅に削減されている。当初は正4面体の頂点にハエタタキのような構造を取り付け、それをモーターで駆動するという方式が考えられたが、駆動部位の露出や消費電力の面で問題があり、最終的には完全密閉の正16角柱形の外形に、内部のモーターを駆動してその反力でホップするという方式に決定した。
打ち上げ後2年を経て2005年11月12日に探査機から分離されたが、分離時に探査機が上昇中であったため、イトカワに着陸することはできず、史上最小(当時)の人工惑星となった(後にIKAROSのDCAM2により更新)。分離後の状態は良好であり、探査機の太陽電池パネルを撮影した他、通信可能限界距離を越え通信が途絶するまで18時間に渡ってデータを送信し続けた。
"MUSES-CN"は質量1kgを目標として開発される予定の小型ローバーだった。この着陸探査機は、NASAジェット推進研究所のディープスペースネットワークを利用する対価として「はやぶさ」に搭載される予定だったが、重量過多と開発費の高騰によって2000年11月3日に開発計画は中止された。カメラや近赤外分光器の搭載を予定していた。
はやぶさでは、光学複合航法と地形航法が採用されていた。光学複合航法は主に宇宙空間での軌道を決定するためのものであり、地形航法はイトカワへ正確に着地するためのものであった。
光学複合航法は電波航法と光学航法を併用する方式である。
距離を最も正確に計測できるのは電波航法であった。地球からはやぶさへ向けて発射された電波パルスをはやぶさが受け取ると、それをすぐに地球へ向けて送り返す。宇宙空間の電波の伝播速度などが判っているので、地球とはやぶさ間の距離が数メートル単位の誤差で計測できる。また、電波のドップラー効果を計ることによって、地球方向に関する加速/減速も正確に計測できる。はやぶさは太陽の引力によって常に引かれているため、自ら推力を出さずに慣性運動をしばらく続ければ、地球方向での距離や速度の変化から、かなり正確な航跡が算出できる。この計測のためには最低でも3日間は、精度を高めるためにはさらに数日間は、軌道制御に関わるイオンエンジンなどは使用できない。長距離になると誤差が大きくなり、3億キロメートル先では数百キロメートルの誤差となる。
光学航法は光学航法カメラから得た画像により主にイトカワの方向や位置を知るのに用いられ、また、自機の方位や位置の算出にも利用できる。
光学複合航法では、上記の各種データを収集して地球で幾何学的分析をすることで、はやぶさの位置や方向、イトカワの位置や方向、そしてそれぞれの運動ベクトルと速度が求められる。
イトカワの形状をあらかじめ特徴点として記憶させておき、地球側からはX, Y, Zの3軸の座標を指定することで、はやぶさ自身がイトカワの位置を画像認識することが可能になった。
(時刻はすべてJST)
2003年5月9日13時29分25秒:内之浦宇宙空間観測所よりM-Vロケット5号機で打ち上げ。「はやぶさ」と命名。M-Vの5号機は先端のフェアリングが除去され、「はやぶさ」専用に設計・製造されたキックモーターKM-V2によって軌道に投入された。予定の宇宙空間に到達してM-Vロケットのはやぶさが放出されると、最初は自動で太陽電池パドルが展開され、次にサンプラーホーンが伸ばされた。はやぶさから電波によってビーコンが届き、軌道が確認されると同時に、地球からの指令を受けて順番に搭載機器の動作確認の手順が開始された。
5月27日:イオンエンジン「μ10」(IES) の動作試験が開始された。高い電圧を使う動作試験は、放電事故を避けるために高真空が確保された打ち上げ後の約3週間過ぎてから行われた。
6月 - 7月:IESの動作試験が継続された。週に1回程度は推進を止めて、地球との間で距離や速度の測定を行い、軌道決定した。7月末頃には各スラスタの運転条件がほぼ明らかとなり、A以外の残り3基を順番に用いた加速計画にめどが立った。
9月:この頃、推進時間が1,000時間を越えた。この時点で地球から52,000km後方を飛行中であった。
11月4日:観測史上最大規模X28の太陽フレアに遭遇した。フレアの放射を浴びた太陽光パネルは回復不可能な劣化を生じ、今後、発電出力が低下する事態となった。搭載メモリの「シングルイベントアップセット」と呼ばれる外部放射線に起因する一過性のエラーが起きたが、失われたコンピュータプログラムを地球から再送信することで対応できたので、演算処理に関しては影響はほとんどなかった。太陽電池パネルによる発電量がIESの推進力であるため、ソーラーセルの劣化はそのまま加速能力の低下を意味していた。この後、時間を掛けて軌道計画を再検討した結果、イトカワ到着予定は2005年6月から2005年9月へと3か月伸び、イトカワからの出発も2005年10月から2005年12月へと変更された。
2004年3月14日:2か月ほど先のEDVEGAの実施に備えて、IESを停止し、1週間以上かけた軌道決定作業に入った。その後、4月20日と5月12日にRCSを使って軌道の微調整を行った。
5月19日:イオンエンジンを併用した地球スイングバイ (EDVEGA) に世界で初めて成功した。地球への最接近時の高度誤差は1km以下という高い精度だった。一時的に地球の影に入った機体は搭載したリチウムイオン蓄電池によって電源がまかなわれた。
10月:太陽光パネルの発電出力低下に伴い、地球との通信時間帯には稼働しているイオンエンジンの1基を停止させ電力を通信機に融通し、通信終了後には電力をイオンエンジンへ供給する運用を行った。
12月9日:イオンエンジンの積算稼働時間が2万時間を突破した。
2005年2月18日:遠日点(1.7天文単位)を通過。イオンエンジンを搭載した宇宙機としては世界で最も太陽から遠方に到達した。
7月29日 - 30日・8月8日 - 9日・8月12日:搭載されたスタートラッカー(星姿勢計)により小惑星「イトカワ」を捉え、合計24枚の写真撮影を行った。これらの画像と地上からの電波観測により精密な軌道決定を行った。
7月31日:リアクションホイール (RW)3基のうちx軸周りを担当していた1基が故障して回転しなくなった。残る2基による姿勢維持機能に切り替えて飛行した。
8月:8月前半はRWの故障対応でしばらくIESによる加速を中断していたのを補うために、8月後半はIESの3基による全力加速を継続的に行った。
8月28日:イオンエンジンを切りイトカワへの接近に備えた。
(時刻はすべてJST)
2005年9月4日、点状ながら初めてイトカワの形状を撮影。イトカワの自転周期が予想通り約12時間であることを確認。さらに、レーザー高度計の送信試験に成功。9月10日の撮影では、イトカワの細長い形状をはっきり捉えた。
9月12日:イトカワと地球を結ぶ直線上で、イトカワから20kmの位置(ゲートポジション)に到達した。これにより公式にイトカワとのランデブー成功となった。イトカワの観測結果によって着陸候補となる場所が見当たらないほど岩ばかりのゴツゴツした表面であることが判明した。
9月30日:イトカワから約7kmの位置(ホームポジション)まで接近し、近距離からの観測モードに移行した。
10月2日23時8分:y軸のリアクションホイールが停止した。残ったRWはz軸の1基だけであり、RCSを併用して姿勢制御を行う必要に迫られた。RCSの液体推進剤は往路を終えたこの時点で約2/3がまだ残っていたので、直ちに推進剤不足となる不安はあまり無かったが、精密な姿勢制御が行えなくなったことで、HGAによる地球との高速データ通信が不可能になり、MGAによる通信に切り替えられた。この時点で、地球から3億km遠方に居るはやぶさとの通信は、34分の往復時間がかかった。
10月28日:帰還用推進剤の確保のために消費削減が求められていたが、RCSの噴射を精度良く制御する目処が立った。これにより予定通りサンプル採取実施が決まった。
11月4日:1度目のリハーサル降下を行った。着陸前の準備としてイトカワへ接近しながら航法や探査といった各種機能を試験する着陸リハーサルであったが、自律航法機能を使って700メートルまで接近したところで予定の軌道を外れはじめたため、リハーサルは中止された。
11月9日:2度目のリハーサル降下によって高度75メートルまで接近した。時間をかけてゆっくりと降下するため、日本の臼田局だけでなくマドリードの通信所との連携作業も試され、うまく通信の切り替えが行えた。ミッション関係者の名前が入ったターゲットマーカーが正常に分離され、予定通り虚空に消えた。フラッシュランプもテストされ、良好な結果を得た。また、画像も撮影したため、地球側で受信後、ウーメラ砂漠ではなくミューゼスの海に2回の着陸を試みることが決まった。
11月12日:3度目のリハーサル降下を行い、高度55メートルまで接近した。探査機「ミネルバ」を投下した。搭載機器は順調に機能していたが、重力補償のためのスラスタ噴射の途中で分離してしまったため探査機は上昇速度を持ち、イトカワへの着陸は失敗した。このリハーサルでは、降下誘導にLIDARが使えず、自律的な画像認識による誘導も機能しないため、新たに「地形航法」という手法を考案して試してみた。また近距離レーザー光度計 LRF の動作確認も行った。何より大きな違いは、太陽発電パドルに太陽光の圧力を受けることで降下速度を時速100メートルほどとごく低速にしたことだった。ミネルバの投下失敗は、元々太陽光による圧力やイトカワの引力ではやぶさが降下している間に分離が行われる予定でいたが、指令コマンドの順番をミネルバの分離命令の直前に、降下速度を抑えるためのRCS噴射命令を入れて送信してしまうという人為的ミスによって、はやぶさが上昇をはじめた直後にミネルバを分離してしまったことで起きた。
11月20日:高度約40メートルで88万人の名前を載せたターゲットマーカーを分離した。マーカーはイトカワに着地した。予定通り1回目のタッチダウンに挑戦した。はやぶさは降下途中に何らかの障害物を検出し自律的にタッチダウン中止を決定して上昇を開始したが、再び秒速10cmで降下を始めた。はやぶさは2回のバウンド(接地)を経て、約30分間イトカワ表面に着陸した。このときは受信局の切り替えでビーコンが受信できない時間帯であったため、地上局側は着陸の事実を把握できておらず、通信途絶が長すぎることを不審に思った管制室の緊急指令で上昇、離陸した。地球と月以外の天体において着陸したものが再び離陸を成し遂げたのは世界初であった。タッチダウン中止モードが解除されないまま降下したため弾丸は発射されなかったが、着陸の衝撃でイトカワの埃が舞い上がり、回収された可能性があるとされた。
11月26日:2回目のタッチダウンに挑戦。新たにマーカーを投下すると2つの目印を見て混乱する可能性があるため新たなマーカーの投下を止め、また前回のマーカーも確実に検出できる保証はないので、マーカーによる制御はせず記録モニターのみの設定とした。降下中に前回投下した署名入りターゲットマーカーをイトカワ表面上に確認。日本時間午前7時7分、イトカワに予定通り1秒間着陸し、即座にイトカワから離脱した。なお、地球に帰還したカプセルの中身のうち、2010年11月16日までにイトカワ由来と断定されたおよそ1500個の微粒子はこのとき回収されたものである。2回目離脱後の9時過ぎ、スラスタ噴射によりイトカワから5kmの位置で静止した。この時、B系2番スラスタから燃料のヒドラジンが探査機内部に漏洩していることが判明した。弁を閉鎖し漏洩は止まった。
11月27日:化学推進スラスタの噴射を試みたが、小さな推力が観測されただけであった。この時、燃料が漏洩したため気化による温度低下でバッテリーの機能が低下し電源が失われたために、結果として搭載システムが広範囲に再起動されたと推定されている。姿勢制御スラスターは2系統 (A/B) とも推力が低下し、はやぶさの姿勢は大きく乱れた。
(時刻はすべてJST)
2005年11月28日:通信が途絶した。
11月29日:LGAによる低速度通信が回復した。
12月2日:再びRCSの使用を試みたが、小さな推力が観測されただけであった。
12月3日:スピン軸が太陽方向に対して30度ずれていることが確認された。緊急時の対処として、イオンエンジンの推進剤であるキセノンガスを中和器から直接噴射する事で姿勢制御を行う事にした。運用ソフトウェアの作成を開始した。
12月4日:運用ソフトウェアが完成し、キセノンガスの直接噴射による姿勢制御を試みた。姿勢制御に成功した。
12月4日:姿勢が修正されたため、MGAによる256 bpsの通信が回復した。2回目のタッチダウンに関わるデータが送信され始めた。
12月7日:受信データ解析の結果、11月26日の着陸シーケンス中に弾丸発射中止のコマンドが見つかり、サンプリング用弾丸は発射されていなかった可能性が高くなった。成功と発表されていた着陸が、失敗に終わっていた可能性が高いと修正し発表された。
12月8日:機体はみそすり運動を始め、キセノンガスを使っても姿勢を回復できなかった。以前に漏れていた燃料が気化して噴出した可能性が考えられたが、原因は特定されていない。通信が途絶した。
12月14日:地球への帰還予定は2010年6月に延期することが発表された。
2006年1月23日:はやぶさからのLGAによる低速度通信の電波がかろうじて受信された。
1月26日:「1ビット通信」によって状況が次第に明らかになった。12月8日の姿勢制御喪失後、太陽電池パネルからの発電量が低下し、一旦は電源供給が失われた。リチウムイオン充電池は11セルすべてが放電し切った状態であり、その内の4セルは過放電によって充電能力を失っていた。また、RCSの推進剤は、11月のトラブルで燃料をほとんどを失っていたが、さらに酸化剤も12月以降のトラブルで失われていた。イオンエンジン用のキセノンガスは、トラブル前の圧力を保っていて、残量は42 - 44kgと推定された。回転を止めるためにまだ稼動するz軸のリアクション・ホイールが使用され、さらに中和器からのキセノンガス噴射が行われた。
2月25日:自転数が緩和されたことで、LGAによる8 bpsでのテレメトリーデータの受信が可能となった。
3月4日:おおよその姿勢制御に成功し、MGAによる32 bpsでのテレメトリーデータの受信が可能になった。
3月6日:3か月ぶりに位置や速度が特定され、地球からは3億3,000万km、イトカワからはその公転方向に1万3,000kmの所を秒速3メートルで離れつつあることが明らかになった。
3 - 4月:構体内部へ漏洩し滞留している可能性がある燃料などを追い出すために、ベーキング作業を行った。
5月31日:イオンエンジンBとDの起動試験に成功した。
7月:姿勢制御に使用していたキセノンガスの消費量を抑えるため、太陽光圧を利用(ソーラーセイルと同じ原理)したスピン安定状態での運用に切り替えた。
7 - 9月:採取試料容器を地球帰還カプセルに格納する作業には、リチウムイオン充電池の電力が必要であるため、使用可能なセルに充電をはじめた。9月に充電を完了し、以降は充電状態を維持した。
2007年1月17日:採取試料容器を地球帰還カプセルに格納する作業をはじめた。翌18日未明に格納作業の完了を確認した。
4月20日:スラスタBとDによる2基の同時運転からスラスタDによる単独運転に変更された。
4月25日:地球帰還にそなえて巡航運転を開始した。巡航運転に先立ち、姿勢制御プログラムの書き換えを行った。
7月28日:スラスタCのイオンエンジンが推力を生んだ。スラスタDを温存のため停止してCの単独運転に切り換えた。
10月18日:復路の第1期軌道変換が完了した。イオンエンジンおよびリアクション・ホイール (RW) を停止し、太陽指向スピン安定モードに入った。ここまでのイオンエンジン稼働時間は、往路・復路あわせて延べ31,000時間、軌道変換量は1,700 m/s に達する。復路の軌道変換量は残り400 m/s である。
2008年2月28日:3回目の遠日点を通過した(1.63天文単位)。
2009年2月4日:リアクション・ホイールを駆動し、イオンエンジン(スラスタD)を用いて動力飛行(復路第2期軌道変換)を開始した。
8月13日8時30分:イオンエンジンを停止し、セーフホールドモードへ移行しているのが発見された。原因は宇宙放射線による姿勢監視装置のシングル・イベント・アップセット (SEU) と推定された。軌道は少し変更されるが地球帰還に問題はなかった。遠日点付近であるため、電力事情が改善されるまでは太陽指向スピン安定制御による慣性飛行で運用された。
9月10日:遠日点を通過した。
9月26日:イオンエンジンを使用して動力飛行を再開した。
11月4日:1基のイオンエンジン(スラスタD)が中和器の劣化によって自動停止した。
11月11日:打ち上げ後から予備機として使用していなかったスラスタAの中和器と、2007年4月から使用停止していたスラスタBのイオン源をバイパスダイオードによって接続し使用する複合モード運用をはじめた。
12月27日:イオンエンジンを停止し、VLBI観測によって精密な軌道を同定した(2010年1月1日まで)。
2010年1月13日:地球の引力圏内を通過することが確実になった。
2月26日:月よりも内側(約31万km)を通過する軌道に入った。
3月5日:対地高度約16万kmを通過する軌道に入った。イオンエンジンを一旦停止し、軌道の精密測定を実施した。
3月20日:対地高度約4.6万kmを通過する軌道に入った。
3月27日:復路第2期軌道変換を終了した。地心距離約2万km(高度約1万4,000km)を通過する軌道に入った。
4月4日:地球外縁部への精密誘導を実施した(TCM-0、4月6日まで)。
5月1日:精密誘導に伴う補正のために減速して到着時間を調整した(TCM-1、5月4日まで)。
5月12日:スタートラッカーが地球と月を捉えた。
5月23日:地球外縁部(高度約630 km)への精密誘導のため、接線加速と太陽方向への加速を実施した(TCM-2、5月27日まで)。
6月2日:オーストラリア政府が同国内ウーメラ立入制限区域 (Woomera Prohibited Area, WPA) へのカプセル落下を許可した。
6月3日:地球外縁部からウーメラ立入制限区域への誘導目標変更のため、軌道補正を実施した(TCM-3、6月5日まで)。
6月9日:落下予測範囲を狭めるため、さらに詳細な誘導を実施した(TCM-4、12時30分 - 15時)。この軌道修正で、6月13日23時頃に南オーストラリア州にあるウーメラ立入制限区域の東西100kmほどの地域内に落下することが確実となった。同区域を通過するスチュアート・ハイウェイは13日22時から0時まで通行止めとされた。この時点で地球までの距離は約190万kmだった。
15時6分:ハワイ島のすばる望遠鏡がはやぶさの撮影に成功。地球までの距離は約17万km。
19時51分:カプセルの切り離しを行った。地球までの距離は約7万km。
22時02分頃:地球を撮影。
22時27分頃:内之浦局に地球の写真を送信中に水平線の向こう側に入り通信途絶。
はやぶさはカプセルを分離した後、最後に地球を撮影するミッションを行った。イトカワの観測終了後、カメラとその保温ヒーター電源は長時間切られたままで健全性が不明だった。また、カプセル分離まではそれに適した姿勢に保つ必要があり、分離機構が不調の場合にはカメラを地球に向けての写真撮影はできないと思われていた。しかし、カプセルの切り離しに順調に成功したため、カプセル取り付け面に対して側面にある広角カメラ (ONC-W2)を地球方向に向くよう姿勢を変更した。カプセル分離の反動でふらつく機体の姿勢を、イオンエンジンの推進剤の直接噴出と1基だけ残ったリアクションホイール (RW-Z) によって立て直し、2時間かけて機体を回転させた。そして13日22時2分頃までに地球を5 - 6枚撮影し、データを地上に送信した。そのほとんどは真っ暗なものでしかなかったが、送信の最中に通信が途絶して写真の下部が欠けていた最後の1枚の写真が、ぎりぎりで地球の姿を捉えていた。
2003年5月9日の打ち上げから7年。姿勢制御用のリアクションホイールは3基中2基、化学燃料スラスタはすべて故障。バッテリは放電しきっているため、太陽電池パネルが太陽方向から逸れると即座に電源断となる状態。故障したスラスタ同士を繋いで復活させたイオンエンジンもいつ止まるかわからず、搭載されたコンピュータすらビット反転を起こし始めているという、まさに満身創痍の帰還であった。実際に使用されることはなかったが、最後のリアクションホイールが故障した場合の対策も用意されていた。