CubeSat-specifikationen opnår flere mål på højt niveau. Hovedårsagen til miniaturisering af satellitter er at reducere omkostningerne ved implementering: de er ofte egnede til lancering i multipla ved hjælp af overskydende kapacitet på større lanceringskøretøjer. CubeSat-designet minimerer specifikt risikoen for resten af lanceringskøretøjet og nyttelastene. Indkapsling af launcher-nyttelastgrænsefladen fjerner den mængde arbejde, der tidligere ville være nødvendigt for at parre en piggyback-satellit med sin launcher. Forening mellem nyttelast og Løfteraketter muliggør hurtig udveksling af nyttelast og udnyttelse af lanceringsmuligheder med kort varsel.
Standard CubeSats består af 10 liter 10 liter 11,35 cm enheder designet til at give 10 liter 10 liter 10 cm eller 1 liter nyttigt volumen, mens de ikke vejer mere end 1,33 kg (2,9 lb) pr. Den mindste standardstørrelse er 1U, mens 3U+ består af tre enheder stablet i længderetningen med en yderligere cylinder med en diameter på 6,4 cm centreret på den lange akse og strækker sig 3,6 cm ud over det ene ansigt. Aerospace Corporation har konstrueret og lanceret to mindre form CubeSats af 0.5 U for stråling måling og teknologisk demonstration.
da næsten alle CubeSats er 10 liter 10 cm (uanset længde), kan de alle lanceres og implementeres ved hjælp af et fælles implementeringssystem kaldet en poly-Picosatellit Orbital Deployer (P-POD), udviklet og bygget af Cal Poly.
ingen elektronikformfaktorer eller kommunikationsprotokoller er specificeret eller krævet af CubeSat-designspecifikationen, men COTS-udstyr har konsekvent brugt visse funktioner, som mange behandler som standarder inden for CubeSat-elektronik. De fleste barnesenge og specialdesignet elektronik passer til form af PC/104, som ikke var designet til CubeSats, men præsenterer en 90 liter 96 mm profil, der gør det muligt at optage det meste af rumfartøjets volumen. Teknisk set er PCI-104-formularen den anvendte variant af PC/104, og den faktiske anvendte pinout afspejler ikke den pinout, der er specificeret i PCI-104-standarden. Stackthrough-stik på pladerne giver mulighed for enkel montering og Elektrisk grænseflade, og de fleste producenter af CubeSat-elektronikudstyr holder fast i det samme signalarrangement, men nogle produkter gør det ikke, så man skal være opmærksom på at sikre ensartede signal-og strømarrangementer for at forhindre skader.
der skal udvises forsigtighed ved valg af elektronik for at sikre, at enhederne tåler den tilstedeværende stråling. For meget lave jordbaner (LEO), hvor atmosfærisk genindtræden ville forekomme på få dage eller uger, kan stråling stort set ignoreres, og standard forbrugerelektronik kan bruges. Forbrugerelektroniske enheder kan overleve LEO-stråling for den tid, da chancen for en enkelt begivenhedsforstyrrelse (SEU) er meget lav. Rumfartøjer i en vedvarende lav jordbane, der varer måneder eller år, er i fare og kun flyveudstyr designet til og testet i bestrålede miljøer. Missioner ud over lav jordbane, eller som ville forblive i lav jordbane i mange år, skal bruge strålingshærdede enheder. Der tages yderligere hensyn til drift i højt vakuum på grund af virkningerne af sublimering, afgasning og metalhår, hvilket kan resultere i missionsfejl.
forskellige klassifikationer bruges til at kategorisere sådanne miniaturesatellitter baseret på masse. 1U CubeSats tilhører genren af picosatellitter.
- Minisatellit (100-500 kg)
- mikrosatellit (10-100 kg)
- Nanosatellit (1-10 kg)
- Picosatellit (0, 1-1 kg)
- Femtosatellit (0,01–0.1 kg)
i de senere år er der udviklet større CubeSat-platforme, oftest 6U (10 liter 20 liter 30 cm eller 12 liter 24 liter 36 cm) og 12U (20h20h30 cm eller 24h24h36 cm), for at udvide mulighederne for CubeSats ud over akademiske og teknologivalideringsapplikationer og til mere komplekse videnskabelige og nationale forsvarsmål.
i 2014 blev to 6U Perseus-m CubeSats lanceret til maritim overvågning, den største endnu på det tidspunkt. Lanceringen af InSight lander til Mars i 2018 omfattede to 6U CubeSats kaldet Mars Cube One (MarCO).
de fleste CubeSats bærer et eller to videnskabelige instrumenter som deres primære mission nyttelast.
Structuredit
antallet af sammenføjede enheder klassificerer størrelsen på CubeSats og i henhold til CubeSat-designspecifikationen kan de kun skaleres langs en akse, så de passer til formerne 0,5 U, 1U, 1,5 U, 2U eller 3U. alle standardstørrelser på CubeSat er bygget og lanceret og repræsenterer formfaktorerne for næsten alle lancerede CubeSats fra 2015. Materialer, der anvendes i strukturen, skal have samme varmeudvidelseskoefficient som deployeren for at forhindre fastklemning. Specifikt er tilladte materialer fire aluminiumlegeringer: 7075, 6061, 5005 og 5052. Aluminium, der anvendes på strukturen, der kommer i kontakt med P-POD, skal anodiseres for at forhindre kold svejsning, og andre materialer kan anvendes til strukturen, hvis der opnås en undtagelse. Ud over kold svejsning tages der yderligere hensyn til materialevalg, da ikke alle materialer kan bruges i støvsugere. Strukturer har ofte bløde dæmpere i hver ende, typisk lavet af gummi, for at mindske virkningerne af at påvirke andre CubeSats i P-POD.
fremspring ud over de maksimale dimensioner er tilladt i henhold til standardspecifikationen til maksimalt 6,5 mm ud over hver side. Eventuelle fremspring må ikke forstyrre udrulningsskinnerne og er typisk optaget af antenner og solpaneler. I Revision 13 af CubeSat – designspecifikationen blev der defineret et ekstra tilgængeligt volumen til brug på 3U-projekter. Det ekstra volumen muliggøres af plads, der typisk spildes i P-POD Mk III ‘ s fjedermekanisme. 3U CubeSats, der udnytter rummet, betegnes 3U+ og kan placere komponenter i et cylindrisk volumen centreret i den ene ende af CubeSat. Det cylindriske rum har en maksimal diameter på 6,4 cm og en højde, der ikke er større end 3,6 cm, mens det ikke tillader nogen stigning i masse ud over 3U ‘ s maksimum på 4 kg. Fremdrivningssystemer og antenner er de mest almindelige komponenter, der muligvis kræver det ekstra volumen, selvom nyttelasten undertiden strækker sig ind i dette volumen. Afvigelser fra Dimensions-og massekravene kan fraviges efter ansøgning og forhandling med lanceringstjenesteudbyderen.
CubeSat-strukturer har ikke alle de samme styrkeproblemer som større satellitter gør, da de har den ekstra fordel, at deployeren støtter dem strukturelt under lanceringen. Stadig vil nogle CubeSats gennemgå vibrationsanalyse eller strukturanalyse for at sikre, at komponenter, der ikke understøttes af P-POD, forbliver strukturelt sunde under hele lanceringen. På trods af at de sjældent gennemgår den analyse, som større satellitter gør, mislykkes CubeSats sjældent på grund af mekaniske problemer.
ComputingEdit
ligesom større satellitter har CubeSats ofte flere computere, der håndterer forskellige opgaver parallelt, herunder holdningskontrol (orientering), strømstyring, nyttelastdrift og primære kontrolopgaver. COTS holdning kontrolsystemer omfatter typisk deres egen computer, som gør strømstyringssystemer. Nyttelast skal være i stand til at interface med den primære computer for at være nyttig, hvilket undertiden kræver brug af en anden lille computer. Dette kan skyldes begrænsninger i den primære computers evne til at kontrollere nyttelasten med begrænsede kommunikationsprotokoller, for at forhindre overbelastning af den primære computer med rådatahåndtering eller for at sikre, at nyttelastens drift fortsætter uafbrudt af rumfartøjets andre computerbehov såsom kommunikation. Alligevel kan den primære computer bruges til nyttelastrelaterede opgaver, som kan omfatte billedbehandling, dataanalyse og datakomprimering. Opgaver, som den primære computer typisk håndterer, inkluderer delegering af opgaver til de andre computere, holdningskontrol (orientering), beregninger for orbitale manøvrer, planlægning og aktivering af aktive termiske styringskomponenter. CubeSat-computere er meget modtagelige for stråling, og bygherrer vil tage særlige skridt for at sikre korrekt drift i den høje stråling af rummet, såsom brugen af ECC RAM. Nogle satellitter kan inkorporere redundans ved at implementere flere primære computere, dette kan gøres på værdifulde missioner for at mindske risikoen for missionsfejl. Forbruger smartphones er blevet brugt til computing i nogle CubeSats, såsom NASAs PhoneSats.
Attitude controlEdit
holdningskontrol (orientering) for CubeSats er afhængig af miniaturiseringsteknologi uden væsentlig forringelse af ydeevnen. Tumbling opstår typisk, så snart en CubeSat er indsat på grund af asymmetriske implementeringskræfter og bumping med andre CubeSats. Nogle CubeSats fungerer normalt, mens de tumler, men dem, der kræver at pege i en bestemt retning eller ikke kan fungere sikkert under spinding, skal detumles. Systemer, der udfører holdning bestemmelse og kontrol omfatter reaktion hjul, magnetorkerer, thrustere, stjerne trackere, Sol sensorer, jord sensorer, vinkelhastighed sensorer, og GPS-modtagere og antenner. Kombinationer af disse systemer ses typisk for at tage hver metodes fordele og afbøde deres mangler. Reaktionshjul bruges ofte til deres evne til at give relativt store øjeblikke til en given energiindgang, men reaktionshjulets anvendelighed er begrænset på grund af mætning, det punkt, hvor et hjul ikke kan dreje hurtigere. Eksempler på CubeSat reaktionshjul omfatter Maryland Aerospace MAI-101 og Sinclair interplanetariske RV-0.03-4. Reaktionshjul kan desatureres ved brug af thrustere eller magnetorker. Thrustere kan give store øjeblikke ved at give et par på rumfartøjet, men ineffektivitet i små fremdrivningssystemer får thrustere til at løbe tør for brændstof hurtigt. Almindeligt fundet på næsten alle CubeSats er magnetorkerer, der kører elektricitet gennem en magnetventil for at drage fordel af Jordens magnetfelt til at producere et drejningsmoment. Attitude-control moduler og solpaneler typisk har indbygget magnetorkerer. For CubeSats, der kun behøver at detumle, er ingen holdningsbestemmelsesmetode ud over en vinkelhastighedssensor eller elektronisk gyroskop nødvendig.
det er nødvendigt at pege i en bestemt retning for jordobservation, orbitale manøvrer, maksimering af solenergi og nogle videnskabelige instrumenter. Retningsnøjagtighed kan opnås ved at føle jorden og dens horisont, solen eller specifikke stjerner. Sinclair Interplanetary s SS-411 sun sensor og ST-16 star tracker begge har ansøgninger om CubeSats og har flyvning arv. Pumpkin ‘ s Colony i Bus bruger en aerodynamisk vinge til passiv holdningsstabilisering. Bestemmelse af en CubeSats placering kan ske ved brug af indbygget GPS, hvilket er relativt dyrt for en CubeSat, eller ved at videresende radarsporingsdata til fartøjet fra jordbaserede sporingssystemer.
PropulsionEdit
CubeSat propulsion har gjort hurtige fremskridt inden for følgende teknologier: kold gas, kemisk fremdrift, elektrisk fremdrift og solsejl. Den største udfordring med CubeSat fremdrift er at forhindre risiko for affyringsvognen og dens primære nyttelast, mens den stadig giver betydelig kapacitet. Komponenter og metoder, der ofte bruges i større satellitter, er ikke tilladt eller begrænset, og CubeSat Design Specification (CDS) kræver en undtagelse for tryk over 1.2 standardatmosfærer, over 100 Liter lagret kemisk energi og farlige materialer. Disse begrænsninger udgør store udfordringer for CubeSat fremdrivningssystemer, da typiske rumfremdrivningssystemer bruger kombinationer af højt tryk, høje energitætheder og farlige materialer. Ud over de begrænsninger, der er fastsat af lanceringstjenesteudbydere, reducerer forskellige tekniske udfordringer yderligere nytten af CubeSat-fremdrift. Kardantryk kan ikke bruges i små motorer på grund af kompleksiteten af kardanmekanismer, trykvektorering skal i stedet opnås ved at skubbe asymmetrisk i fremdrivningssystemer med flere dyser eller ved at ændre massecentret i forhold til CubeSats geometri med aktiverede komponenter. Små motorer har muligvis heller ikke plads til gasreguleringsmetoder, der tillader mindre end fuldt ud på tryk, hvilket er vigtigt for præcisionsmanøvrer såsom møde. CubeSats, der kræver længere levetid, drager også fordel af fremdrivningssystemer, når de bruges til kredsløb, kan et fremdrivningssystem bremse orbitalforfald.
koldgaspropeleredit
en koldgaspropel lagrer typisk inert gas, såsom nitrogen, i en trykbeholder og frigiver gassen gennem en dyse for at producere tryk. Drift håndteres af kun en enkelt ventil i de fleste systemer, hvilket gør kold gas til den enkleste nyttige fremdrivningsteknologi. Koldgasfremdrivningssystemer kan være meget sikre, da de anvendte gasser ikke behøver at være flygtige eller ætsende, selvom nogle systemer vælger at have farlige gasser som f.eks. Denne evne til at bruge inerte gasser er meget fordelagtig for CubeSats, da de normalt er begrænset fra farlige materialer. Desværre kan kun lav ydelse opnås med dem, hvilket forhindrer manøvrer med høj impuls, selv i CubeSats med lav masse. På grund af denne lave ydelse er deres anvendelse i CubeSats til hovedfremdrift begrænset, og designere vælger systemer med højere effektivitet med kun mindre stigninger i kompleksitet. Kolde gassystemer oftere se brug i CubeSat holdning kontrol.
kemisk fremdriftredit
kemiske fremdrivningssystemer bruger en kemisk reaktion til at producere en højtryksgas med høj temperatur, der accelererer ud af en dyse. Kemisk drivmiddel kan være flydende, fast eller en hybrid af begge. Flydende drivmidler kan være et monopropellant, der føres gennem en katalysator, eller bipropellant, der forbrænder en iltningsmiddel og et brændstof. Fordelene ved monopropellanter er relativt lav kompleksitet / højtryksudgang, lave effektbehov og høj pålidelighed. Monopropellantmotorer har tendens til at have højt tryk, mens de forbliver relativt enkle, hvilket også giver høj pålidelighed. Disse motorer er praktiske til CubeSats på grund af deres lave effektbehov, og fordi deres enkelhed gør det muligt for dem at være meget små. Små motorer er udviklet, men kan kræve en undtagelse for at flyve på grund af begrænsninger af farlige kemikalier, der er angivet i CubeSat designspecifikation. Der udvikles sikrere kemiske drivmidler, som ikke kræver farlige kemiske dispensationer, f.eks. AF-M315, som motorer er eller er konstrueret til. En “Vandelektrolysetruster” er teknisk set et kemisk fremdrivningssystem, da det forbrænder brint og ilt, som det genererer ved elektrolyse af vand i kredsløb.
elektrisk fremdriftrediger
CubeSat elektrisk fremdrift bruger typisk elektrisk energi til at accelerere drivmiddel til høj hastighed, hvilket resulterer i høj specifik impuls. Mange af disse teknologier kan gøres små nok til brug i nanosatellitter, og flere metoder er under udvikling. Typer af elektrisk fremdrift, der i øjeblikket er designet til brug i CubeSats, inkluderer Hall-effekt-thrustere, ion-thrustere, pulserende plasmatrustere, elektrospray-thrustere og resistojets. Flere bemærkelsesværdige CubeSat-missioner planlægger at bruge elektrisk fremdrift, såsom NASAs Lunar IceCube. Den høje effektivitet forbundet med elektrisk fremdrift kunne gøre det muligt for CubeSats at drive sig til Mars. Elektriske fremdrivningssystemer er dårligt stillede i deres brug af strøm, hvilket kræver, at CubeSat har større solceller, mere kompliceret strømfordeling og ofte større batterier. Desuden kan mange elektriske fremdrivningsmetoder stadig kræve trykbeholdere til opbevaring af drivmiddel, hvilket er begrænset af CubeSat-designspecifikationen.
ESTCube-1 brugte et elektrisk solvindsejl, der er afhængig af et elektromagnetisk felt til at fungere som et sejl i stedet for et fast materiale. Denne teknologi brugte et elektrisk felt til at afbøje protoner fra solvind for at producere tryk. Det ligner en elektrodynamisk tether, idet fartøjet kun behøver at levere elektricitet for at fungere.
Solar sailEdit
solsejl (også kaldet lette sejl eller fotonsejl) er en form for rumfartøj fremdrift ved hjælp af strålingstrykket (også kaldet soltryk) fra stjerner for at skubbe store ultratynde spejle til høje hastigheder, der ikke kræver drivmiddel. Kraft fra et solsejl skalaer med sejlets område, dette gør sejl velegnet til brug i CubeSats, da deres lille masse resulterer i større acceleration for et givet solsejl. Solsejl skal dog stadig være ret store sammenlignet med satellitten, hvilket betyder, at nyttige solsejl skal indsættes, hvilket tilføjer mekanisk kompleksitet og en potentiel kilde til fiasko. Denne fremdrivningsmetode er den eneste, der ikke er plaget af begrænsninger, der er fastsat i CubeSat-designspecifikationen, da den ikke kræver højt tryk, farlige materialer eller betydelig kemisk energi. Få CubeSats har anvendt et solsejl som dets vigtigste fremdrift og stabilitet i det dybe rum, herunder 3U NanoSail-D2, der blev lanceret i 2010, og LightSail-1 i maj 2015.
CubeSail tester i øjeblikket i kredsløb et 260 meter (850 fod) langt, 20 m2 (220 kvm) solsejlbånd forlænget mellem to CubeSats, der vil informere designet til et meget større koncept kaldet UltraSail heliogyro. LightSail-2 blev med succes indsat på en Falcon Heavy raket i 2019, mens mindst en CubeSat, der planlægger at starte på Space Launch Systems første flyvning (Artemis 1) i 2021, er indstillet til at bruge et solsejl: nær-Jorden asteroide Scout (NEA Scout).
Strømrediger
CubeSats bruger solceller til at konvertere sollys til elektricitet, der derefter opbevares i genopladelige lithium-ion-batterier, der leverer strøm under formørkelse såvel som i spidsbelastningstider. Disse satellitter har et begrænset overfladeareal på deres ydre vægge til montering af solceller og skal deles effektivt med andre dele, såsom antenner, optiske sensorer, kameralinser, fremdrivningssystemer og adgangsporte. Lithium-ion-batterier har høje energi-til-masse-forhold, hvilket gør dem velegnede til brug på massebegrænsede rumfartøjer. Batteriopladning og afladning håndteres typisk af et dedikeret elektrisk elsystem (EPS). Batterier har undertiden varmeapparater for at forhindre, at batteriet når farligt lave temperaturer, hvilket kan forårsage batteri-og missionsfejl.
den hastighed, hvormed batterierne henfalder, afhænger af antallet af cyklusser, som de oplades og aflades for, samt dybden af hver afladning: jo større den gennemsnitlige afladningsdybde er, desto hurtigere nedbrydes et batteri. For LEO-missioner kan antallet af udladningscykler forventes at være i størrelsesordenen flere hundrede.
hvis det sker, at rumfartøjet lanceres i en solsynkron bane, vil mængden af formørkelsestid falde, hvilket tillader færre afbrydelser af kontinuerlig solbestråling for PV-cellerne og dermed reducere kravene til batterikapacitet. I LEO sun-synkrone baner vil rumfartøjet imidlertid ikke altid opleve sollys, og afhængigt af årstiden kan rumfartøjet muligvis få højde for igen at være i synsfeltet til solen. På grund af begrænsninger i størrelse og vægt har almindelige CubeSats, der flyver i LEO med kropsmonterede solpaneler, genereret mindre end 10 V. Missioner med højere strømkrav kan gøre brug af holdningskontrol for at sikre, at solpanelerne forbliver i deres mest effektive orientering mod solen, og yderligere strømbehov kan imødekommes gennem tilføjelse og orientering af indsatte solpaneler. Nylige innovationer inkluderer yderligere fjederbelastede solpaneler, der implementeres, så snart satellitten frigives, samt arrays, der har termiske knivmekanismer, der vil implementere panelerne, når de kommanderes. CubeSats får muligvis ikke strøm mellem lancering og implementering og skal have en fjern-før-fly-pin, der afbryder al strøm for at forhindre drift under indlæsning i P-POD. Derudover aktiveres en implementeringskontakt, mens fartøjet indlæses i en P-POD, skærekraft til rumfartøjet og deaktiveres efter at have forladt P-POD.
telekommunikation
de lave omkostninger ved CubeSats har muliggjort hidtil uset adgang til plads for mindre institutioner og organisationer, men, for de fleste CubeSat-former, rækkevidden og den tilgængelige strøm er begrænset til omkring 2V for sine kommunikationsantenner.
på grund af tumbling og lavt effektområde er radiokommunikation en udfordring. Mange CubeSats bruger en omnidirektionel monopol eller dipolantenne bygget med kommercielt målebånd. Til mere krævende behov tilbyder nogle virksomheder antenner med høj forstærkning til CubeSats, men deres implementerings-og pegesystemer er betydeligt mere komplekse. For eksempel udvikler MIT og JPL en oppustelig parabolantenne med et nyttigt interval til månen, men ser ud til at være dårligt effektiv. JPL har med succes udviklet high-gain antenner til MarCO og Radar i en CubeSat (RaInCube) missioner.
AntennasEdit
traditionelt bruger Cubesats med lav jordbane antenner til kommunikationsformål ved UHF og S-bånd. For at vove sig længere i solsystemet kræves større antenner, der er kompatible med Deep Space-netværket (Ka-band og Ka-band). JPL ‘ s ingeniører udviklede flere implementerbare high-gain antenner kompatible med 6U-klasse CubeSats til MarCO og nær Jorden asteroide Scout. Jpls ingeniører har også udviklet en 0,5 m Mesh reflektorantenne, der fungerer ved Ka-bånd og kompatibel med DSN, der foldes i et 1,5 U stuvevolumen. For MarCO designede JPL ‘ s antenneteknikere et foldet Panel Reflectarray (FPR) til at passe på en 6U Cubesat bus og understøtter Mars-to-Earth telekommunikation med 8kbit/s ved 1AU.
termisk styringredit
forskellige CubeSat-komponenter har forskellige acceptable temperaturområder, ud over hvilke de kan blive midlertidigt eller permanent ubrugelige. Satellitter i kredsløb opvarmes af strålingsvarme, der udsendes direkte fra Solen og reflekteres fra Jorden, såvel som varme genereret af fartøjets komponenter. CubeSats skal også afkøle ved at udstråle varme enten i rummet eller ind i den køligere jordoverflade, hvis den er køligere end rumfartøjet. Alle disse radiative varmekilder og dræn er ret konstante og meget forudsigelige, så længe CubeSats kredsløb og formørkelsestid er kendt.
komponenter, der bruges til at sikre, at temperaturkravene er opfyldt i CubeSats, inkluderer flerlagsisolering og varmeapparater til batteriet. Andre termiske kontrolteknikker til rumfartøjer i små satellitter inkluderer specifik komponentplacering baseret på forventet termisk output af disse komponenter og, sjældent, indsatte termiske enheder såsom lameller. Analyse og simulering af rumfartøjets termiske model er en vigtig afgørende faktor ved anvendelse af termiske styringskomponenter og teknikker. CubeSats med særlige termiske bekymringer, ofte forbundet med visse implementeringsmekanismer og nyttelast, kan testes i et termisk vakuumkammer inden lanceringen. En sådan test giver en større grad af sikkerhed, end satellitter i fuld størrelse kan modtage, da CubeSats er små nok til at passe ind i et termisk vakuumkammer i deres helhed. Temperatursensorer placeres typisk på forskellige CubeSat-komponenter, så der kan træffes foranstaltninger for at undgå farlige temperaturområder, såsom omorientering af fartøjet for at undgå eller indføre direkte termisk stråling til en bestemt del, hvorved det afkøles eller opvarmes.
CostsEdit
CubeSat danner et omkostningseffektivt uafhængigt middel til at få en nyttelast i kredsløb. Efter forsinkelser fra billige launchers som Interorbital Systems har lanceringspriserne været omkring $100.000 pr.
nogle CubeSats har komplicerede komponenter eller instrumenter, såsom LightSail-1, der skubber deres byggekostnader ind i millioner, men en grundlæggende 1U CubeSat kan koste omkring $50.000 at konstruere, så CubeSats er en levedygtig mulighed for nogle skoler og universiteter; såvel som små virksomheder til at udvikle CubeSats til kommercielle formål.