Veněra 2
| Veněra 2 | |
|---|---|
 | |
| COSPAR | 1965-091A |
| Katalogové číslo | 1730 |
| Start | 12. listopadu 1965, 05:02:00 UTC |
| Kosmodrom | Bajkonur |
| Nosná raketa | Molnija-M |
| Typ oběžné dráhy | nízká oběžná dráha Země |
| Stav objektu | na heliocentrické dráze, již nesledován |
| Zánik | Zánik |
| Provozovatel | SSSR |
| Výrobce | SSSR |
| Druh | planetární sonda |
| Program | Program Veněra |
| Hmotnost | 963 kg |
| Parametry dráhy | |
| Apogeum | 315 km |
| Perigeum | 205 km |
| Sklon dráhy | 51,8° |
| Doba oběhu | 89,71 min |
| Některá data mohou pocházet z datové položky. | |
Veněra 2 (rusky: Венера-2) byla sonda vypuštěná roku 1965 v rámci sovětského programu Veněra, určená pro výzkum Venuše.
Konstrukce
Kromě fototelevizního systému pro snímkování planety nesla sonda rozkládací parabolickou anténu z jemné síťoviny o průměru asi 2 metry, dále detektory kosmického záření a další přístroje.
Průběh letu
Po startu z kosmodromu Bajkonur se dostala na oběžnou dráhu kolem Země, z ní pak pomocí posledního stupně nosné rakety Molnija na dráhu k Venuši. V evidenci COSPAR získala označení 1965-091A. Nasměrování bylo natolik přesné, že nebylo potřeba obvyklé korekce dráhy. Dne 27. února 1966 sonda prolétla ve vzdálenosti 24 000 km od Venuše. Ačkoliv na sondu byly krátce předtím vyslány povely pro zahájení výzkumného programu (zejména fotografování), jejich potvrzení ani výsledky měření nebyly zachyceny. Má se za to, že sonda skončila na heliocentrické oběžné dráze. Příčina poruchy spojení nebyla zjištěna.[1] Objekt již není sledován.
Odkazy
Reference
- ↑ VÍTEK, Antonín; LÁLA, Petr. Malá encyklopedie kosmonautiky. Praha: Mladá fronta, 1982. Kapitola Měsíční a meziplanetární sondy, s. 247.
Externí odkazy
Média použitá na této stránce
Autor: NASA on The Commons, Licence: No restrictions
(1965) Zond 2 was an automatic interplanetary station launched from a Tyazheliy Sputnik (64-078A) in Earth parking orbit towards Mars to test space-borne systems and to carry out scientific investigations. The probe carried a descent craft and the same instruments as the Mars 1 flyby spacecraft: a magnetometer probe, television photographic equipment, a spectroreflectometer , radiation sensors (gas-discharge and scintillation counters), a spectrograph to study ozone absorption bands, and a micrometeoroid instrument. The spacecraft had six experimental low-thrust electrojet plasma ion engines that served as actuators of the attitude control system and could be used instead of the gas engines to maintain orientation. Power was provided by two solar panels.
Zond 2 took a long curving trajectory towards Mars to minimize the relative velocity. The electronic ion engines were successfully tested shortly after launch under real space environment conditions over the period December 8-18, 1964. One of the two solar panels failed so only half the anticipated power was available to the spacecraft. After a mid-course maneuver, communications with the spacecraft were lost in early May, 1965. The spacecraft flew by Mars on 6 August 1965 at a distance of 1500 km and a relative speed of 5.62 km/s.
nasaimages.org/luna/servlet/detail/nasaNAS~20~20~120437~2...