Die CubeSat-Spezifikation erfüllt mehrere übergeordnete Ziele. Der Hauptgrund für die Miniaturisierung von Satelliten besteht darin, die Bereitstellungskosten zu senken: Sie eignen sich häufig für den Start in Vielfachen, wobei die Überkapazität größerer Trägerraketen genutzt wird. Das CubeSat-Design minimiert speziell das Risiko für den Rest der Trägerrakete und der Nutzlasten. Die Kapselung der Träger-Nutzlast-Schnittstelle nimmt den Arbeitsaufwand weg, der zuvor für die Paarung eines Huckepack-Satelliten mit seinem Träger erforderlich wäre. Die Vereinheitlichung von Nutzlasten und Trägerraketen ermöglicht einen schnellen Austausch von Nutzlasten und die kurzfristige Nutzung von Startmöglichkeiten.
Standard-CubeSats bestehen aus 10 × 10 × 11,35 cm großen Einheiten, die 10 × 10 × 10 cm oder 1 Liter Nutzvolumen bei einem Gewicht von nicht mehr als 1,33 kg (2,9 lb) pro Einheit liefern. Die kleinste Standardgröße ist 1U, während 3U + aus drei Einheiten besteht, die in Längsrichtung gestapelt sind, wobei ein zusätzlicher Zylinder mit einem Durchmesser von 6,4 cm auf der Längsachse zentriert ist und sich 3,6 cm über eine Fläche hinaus erstreckt. Die Aerospace Corporation hat zwei kleinere Form CubeSats von 0,5 U für Strahlungsmessung und technologische Demonstration gebaut und gestartet.
Da fast alle CubeSats 10 × 10 cm groß sind (unabhängig von der Länge), können sie alle mit einem gemeinsamen Bereitstellungssystem namens Poly-PicoSatellite Orbital Deployer (P-POD) gestartet und bereitgestellt werden, das von Cal Poly entwickelt und gebaut wurde.
In der CubeSat-Designspezifikation sind keine elektronischen Formfaktoren oder Kommunikationsprotokolle angegeben oder erforderlich, aber COTS-Hardware hat konsequent bestimmte Funktionen verwendet, die viele als Standards in der CubeSat-Elektronik behandeln. Die meisten KINDERBETTEN und kundenspezifische Elektronik passen in die Form von PC / 104, die nicht für CubeSats entwickelt wurde, sondern ein 90 × 96 mm Profil aufweist, mit dem der größte Teil des Volumens des Raumfahrzeugs belegt werden kann. Technisch gesehen ist die PCI-104-Form die verwendete Variante von PC / 104 und die tatsächlich verwendete Pinbelegung spiegelt nicht die im PCI-104-Standard angegebene Pinbelegung wider. Stackthrough-Steckverbinder auf den Platinen ermöglichen eine einfache Montage und elektrische Schnittstellen und die meisten Hersteller von CubeSat-Elektronik-Hardware halten sich an die gleiche Signalanordnung, aber einige Produkte nicht, so muss darauf geachtet werden, konsistente Signal- und Leistungsanordnungen zu gewährleisten, um Schäden zu vermeiden.
Bei der Auswahl der Elektronik ist darauf zu achten, dass die Geräte die vorhandene Strahlung vertragen. Für sehr niedrige Erdumlaufbahnen (LEO), in denen der atmosphärische Wiedereintritt in nur wenigen Tagen oder Wochen stattfinden würde, kann die Strahlung weitgehend ignoriert und Standard-Unterhaltungselektronik verwendet werden. Unterhaltungselektronikgeräte können LEO-Strahlung für diese Zeit überleben, da die Wahrscheinlichkeit einer Einzelereignisstörung (SEU) sehr gering ist. Raumfahrzeuge in einer anhaltenden niedrigen Erdumlaufbahn, die Monate oder Jahre dauert, sind gefährdet und fliegen nur Hardware, die für bestrahlte Umgebungen entwickelt und getestet wurde. Missionen außerhalb der niedrigen Erdumlaufbahn oder die viele Jahre in der niedrigen Erdumlaufbahn bleiben würden, müssen strahlungsgehärtete Geräte verwenden. Weitere Überlegungen werden für den Betrieb im Hochvakuum aufgrund der Auswirkungen von Sublimation, Ausgasung und Metallhaaren angestellt, die zu einem Versagen der Mission führen können.
Verschiedene Klassifikationen werden verwendet, um solche Miniatursatelliten basierend auf der Masse zu kategorisieren. 1U CubeSats gehören zum Genre der Picosatelliten.
- Minisatellit (100-500 kg)
- Mikrosatellit (10-100 kg)
- Nanosatellit (1-10 kg)
- Picosatellit (0,1–1 kg)
- Femtosatellit ( 0,01–0.1 Kilogramm)
In den letzten Jahren wurden größere CubeSat-Plattformen entwickelt, am häufigsten 6U (10 × 20 × 30 cm oder 12 × 24 × 36 cm) und 12U (20x20x30 cm oder 24x24x36 cm), um die Fähigkeiten von CubeSats über akademische und technologische Validierungsanwendungen hinaus auf komplexere wissenschaftliche und nationale Verteidigungsziele auszudehnen.
Im Jahr 2014 wurden zwei 6U Perseus-M CubeSats für die maritime Überwachung gestartet, die bisher größten zu dieser Zeit. Der Start des InSight-Landers zum Mars im Jahr 2018 umfasste zwei 6U-CubeSats namens Mars Cube One (MarCO).
Die meisten CubeSats tragen ein oder zwei wissenschaftliche Instrumente als primäre Missionsnutzlast.
StructureEdit
Die Anzahl der verbundenen Einheiten klassifiziert die Größe von CubeSats und ist gemäß der CubeSat-Designspezifikation entlang nur einer Achse skalierbar, um die Formen von 0,5 U, 1U, 1,5 U, 2U oder 3U anzupassen. Alle Standardgrößen von CubeSat wurden gebaut und gestartet und repräsentieren die Formfaktoren für fast alle gestarteten CubeSats ab 2015. Materialien, die in der Struktur verwendet werden, müssen den gleichen Wärmeausdehnungskoeffizienten aufweisen wie der Ausleger, um ein Verklemmen zu verhindern. Insbesondere sind vier Aluminiumlegierungen zulässig: 7075, 6061, 5005 und 5052. Aluminium, das an der Struktur verwendet wird, die den P-POD kontaktiert, muss eloxiert sein, um Kaltschweißen zu verhindern, und andere Materialien können für die Struktur verwendet werden, wenn ein Verzicht erhalten wird. Über das Kaltschweißen hinaus wird die Materialauswahl weiter berücksichtigt, da nicht alle Materialien im Vakuum verwendet werden können. Strukturen verfügen häufig über weiche Dämpfer an jedem Ende, typischerweise aus Gummi, um die Auswirkungen des Aufpralls auf andere CubeSats im P-POD zu verringern.
Vorsprünge über die maximalen Abmessungen hinaus sind nach der Standardspezifikation zulässig, maximal 6,5 mm über jede Seite hinaus. Jegliche Vorsprünge dürfen die Entfaltungsschienen nicht stören und werden typischerweise von Antennen und Sonnenkollektoren besetzt. In Revision 13 der CubeSat-Designspezifikation wurde ein zusätzliches verfügbares Volumen für die Verwendung in 3U-Projekten definiert. Das zusätzliche Volumen wird durch den normalerweise verschwendeten Platz im Federmechanismus des P-POD Mk III ermöglicht. 3U-CubeSats, die den Raum nutzen, werden als 3U + bezeichnet und können Komponenten in einem zylindrischen Volumen platzieren, das an einem Ende des CubeSat zentriert ist. Der zylindrische Raum hat einen maximalen Durchmesser von 6,4 cm und eine Höhe von nicht mehr als 3,6 cm, ohne dass die Masse über das Maximum von 4 kg der 3U hinaus zunimmt. Antriebssysteme und Antennen sind die häufigsten Komponenten, die das zusätzliche Volumen erfordern könnten, obwohl sich die Nutzlast manchmal in dieses Volumen erstreckt. Auf Abweichungen von den Maß- und Massenanforderungen kann nach Antragstellung und Verhandlung mit dem Startdienstleister verzichtet werden.
CubeSat-Strukturen haben nicht alle die gleichen Festigkeitsprobleme wie größere Satelliten, da sie den zusätzlichen Vorteil haben, dass der Deployer sie während des Starts strukturell unterstützt. Dennoch werden einige CubeSats einer Vibrationsanalyse oder Strukturanalyse unterzogen, um sicherzustellen, dass Komponenten, die nicht vom P-POD unterstützt werden, während des gesamten Starts strukturell einwandfrei bleiben. Obwohl CubeSats selten der Analyse unterzogen werden, die größere Satelliten durchführen, versagen sie selten aufgrund mechanischer Probleme.
ComputingEdit
Wie größere Satelliten verfügen CubeSats häufig über mehrere Computer, die verschiedene Aufgaben parallel ausführen, einschließlich der Lageregelung (Ausrichtung), des Energiemanagements, des Nutzlastbetriebs und der primären Steuerungsaufgaben. COTS-Lageregelungssysteme umfassen typischerweise einen eigenen Computer, ebenso wie die Energieverwaltungssysteme. Nutzlasten müssen in der Lage sein, mit dem primären Computer zu verbinden, um nützlich zu sein, was manchmal die Verwendung eines anderen kleinen Computers erfordert. Dies kann auf Einschränkungen in der Fähigkeit des Primärcomputers zurückzuführen sein, die Nutzlast mit begrenzten Kommunikationsprotokollen zu steuern, um eine Überlastung des Primärcomputers mit der Rohdatenverarbeitung zu verhindern oder um sicherzustellen, dass der Betrieb der Nutzlast durch die anderen Rechenanforderungen des Raumfahrzeugs wie die Kommunikation ununterbrochen fortgesetzt wird. Dennoch kann der primäre Computer für nutzlastbezogene Aufgaben verwendet werden, die Bildverarbeitung, Datenanalyse und Datenkomprimierung umfassen können. Zu den Aufgaben, die der primäre Computer normalerweise übernimmt, gehören die Delegierung von Aufgaben an die anderen Computer, die Lagesteuerung (Orientierung), Berechnungen für Orbitalmanöver, die Planung und die Aktivierung aktiver thermischer Steuerungskomponenten. CubeSat-Computer sind sehr anfällig für Strahlung und Bauherren werden besondere Schritte unternehmen, um einen ordnungsgemäßen Betrieb in der hohen Strahlung des Weltraums zu gewährleisten, wie die Verwendung von ECC-RAM. Einige Satelliten können Redundanz durch die Implementierung mehrerer Primärcomputer enthalten, Dies könnte bei wertvollen Missionen geschehen, um das Risiko eines Missionsausfalls zu verringern. Consumer-Smartphones wurden für die Datenverarbeitung in einigen CubeSats verwendet, z. B. in den PhoneSats der NASA.
Einstellungbearbeiten
Die Lageregelung (Orientierung) für CubeSats basiert auf Miniaturisierungstechnologie ohne signifikante Leistungseinbußen. Tumbling tritt typischerweise auf, sobald ein CubeSat bereitgestellt wird, aufgrund asymmetrischer Einsatzkräfte und Stoßen mit anderen CubeSats. Einige CubeSats funktionieren normalerweise beim Taumeln, aber diejenigen, die in eine bestimmte Richtung zeigen müssen oder beim Drehen nicht sicher arbeiten können, müssen detumbled sein. Systeme, die die Lagebestimmung und -steuerung durchführen, umfassen Reaktionsräder, Magnetorquer, Triebwerke, Sternverfolger, Sonnensensoren, Erdsensoren, Drehratensensoren sowie GPS-Empfänger und -Antennen. Kombinationen dieser Systeme werden typischerweise gesehen, um die Vorteile jeder Methode zu nutzen und ihre Mängel zu mildern. Reaktionsräder werden häufig für ihre Fähigkeit verwendet, relativ große Momente für jeden gegebenen Energieeintrag zu vermitteln, aber der Nutzen des Reaktionsrades ist aufgrund der Sättigung begrenzt, der Punkt, an dem sich ein Rad nicht schneller drehen kann. Beispiele für CubeSat-Reaktionsräder sind die Maryland Aerospace MAI-101 und die Sinclair Interplanetary RW-0.03-4. Reaktionsräder können unter Verwendung von Triebwerken oder Magnetorquern entsättigt werden. Triebwerke können große Momente liefern, indem sie dem Raumfahrzeug ein Paar verleihen, aber Ineffizienzen in kleinen Antriebssystemen führen dazu, dass den Triebwerken schnell der Treibstoff ausgeht. Allgemein gefunden auf fast allen CubeSats sind magnetorquers, die Strom durch ein Solenoid laufen lassen, um das Magnetfeld der Erde auszunutzen, um ein Drehenmoment zu produzieren. Attitude-Control-Module und Sonnenkollektoren verfügen typischerweise über eingebaute Magnetorquer. Für CubeSats, die nur detonieren müssen, ist keine Lagebestimmung über einen Drehratensensor oder ein elektronisches Gyroskop hinaus notwendig.
Das Zeigen in eine bestimmte Richtung ist für die Erdbeobachtung, Orbitalmanöver, die Maximierung der Sonnenenergie und einige wissenschaftliche Instrumente erforderlich. Richtungsgenauigkeit kann erreicht werden, indem die Erde und ihr Horizont, die Sonne oder bestimmte Sterne erfasst werden. Der Sonnensensor SS-411 von Sinclair Interplanetary und der Sternentracker ST-16 haben beide Anwendungen für CubeSats und haben Flugerfahrung. Der Colony I-Bus von Pumpkin verwendet einen aerodynamischen Flügel zur passiven Lagestabilisierung. Die Bestimmung des Standorts eines CubeSat kann durch die Verwendung von On-Board-GPS erfolgen, was für einen CubeSat relativ teuer ist, oder durch die Weiterleitung von Radarverfolgungsdaten von erdgestützten Verfolgungssystemen an das Fahrzeug.
PropulsionEdit
CubeSat Propulsion hat schnelle Fortschritte in den folgenden Technologien gemacht: Kaltgas, chemischer Antrieb, elektrischer Antrieb und Sonnensegel. Die größte Herausforderung beim CubeSat-Antrieb besteht darin, Risiken für die Trägerrakete und ihre primäre Nutzlast zu vermeiden und gleichzeitig erhebliche Fähigkeiten bereitzustellen. Komponenten und Methoden, die üblicherweise in größeren Satelliten verwendet werden, sind nicht zulässig oder eingeschränkt, und die CubeSat Design Specification (CDS) erfordert einen Verzicht auf die Druckbeaufschlagung über 1.2 Standardatmosphären, über 100 Wh gespeicherte chemische Energie und Gefahrstoffe. Diese Einschränkungen stellen CubeSat-Antriebssysteme vor große Herausforderungen, da typische Raumfahrtantriebssysteme Kombinationen aus hohem Druck, hoher Energiedichte und gefährlichen Materialien verwenden. Über die von den Startdienstleistern festgelegten Einschränkungen hinaus verringern verschiedene technische Herausforderungen den Nutzen des CubeSat-Antriebs weiter. Das Schubvektorisieren muss stattdessen durch asymmetrisches Stoßen in Mehrdüsenantriebssystemen oder durch Ändern des Massenschwerpunkts relativ zur Geometrie des CubeSat mit betätigten Komponenten erreicht werden. Kleine Motoren haben möglicherweise auch keinen Platz für Drosselmethoden, die einen kleineren Schub als den vollen Schub ermöglichen, was für Präzisionsmanöver wie Rendezvous wichtig ist. CubeSats, die eine längere Lebensdauer erfordern, profitieren auch von Antriebssystemen, wenn sie zum Halten der Umlaufbahn verwendet werden.
Kaltgasstrahlruderbearbeiten
Ein Kaltgasstrahlruder speichert typischerweise Inertgas wie Stickstoff in einem Drucktank und gibt das Gas durch eine Düse ab, um Schub zu erzeugen. Der Betrieb wird in den meisten Systemen mit nur einem einzigen Ventil abgewickelt, was kaltes Gas zur einfachsten nützlichen Antriebstechnologie macht. Kaltgasantriebssysteme können sehr sicher sein, da die verwendeten Gase nicht flüchtig oder korrosiv sein müssen, obwohl einige Systeme gefährliche Gase wie Schwefeldioxid enthalten. Diese Fähigkeit, Inertgase zu verwenden, ist für CubeSats sehr vorteilhaft, da sie normalerweise auf gefährliche Materialien beschränkt sind. Leider kann mit ihnen nur eine geringe Leistung erreicht werden, wodurch hohe Impulsmanöver auch in CubeSats mit geringer Masse verhindert werden. Aufgrund dieser geringen Leistung ist ihre Verwendung in CubeSats für den Hauptantrieb begrenzt, und die Konstrukteure entscheiden sich für Systeme mit höherem Wirkungsgrad und nur geringer Erhöhung der Komplexität. Kaltgassysteme werden häufiger in der CubeSat-Lageregelung eingesetzt.
Chemischer Antriebbearbeiten
Chemische Antriebssysteme verwenden eine chemische Reaktion, um ein Hochdruck-Hochtemperaturgas zu erzeugen, das aus einer Düse beschleunigt. Chemisches Treibmittel kann flüssig, fest oder ein Hybrid aus beidem sein. Flüssiges Treibmittel kann ein Monopropellant sein, das durch einen Katalysator geleitet wird, oder ein Bipropellant, das ein Oxidationsmittel und einen Brennstoff verbrennt. Die Vorteile von Monopropellants sind relativ geringe Komplexität / hohe Schubleistung, geringer Strombedarf und hohe Zuverlässigkeit. Monopropellant-Motoren neigen dazu, einen hohen Schub zu haben, während sie vergleichsweise einfach bleiben, was auch eine hohe Zuverlässigkeit bietet. Diese Motoren sind praktisch für CubeSats aufgrund ihres geringen Strombedarfs und weil ihre Einfachheit es ihnen ermöglicht, sehr klein zu sein. Kleine hydrazinbetriebene Motoren wurden entwickelt, erfordern jedoch möglicherweise einen Verzicht auf das Fliegen aufgrund von Beschränkungen für gefährliche Chemikalien, die in der CubeSat-Designspezifikation festgelegt sind. Sicherere chemische Treibmittel, die keine gefährlichen chemischen Verzichtserklärungen erfordern würden, werden entwickelt, wie AF-M315 (Hydroxylammoniumnitrat), für die Motoren entwickelt werden oder wurden. Ein „Water Electrolysis Thruster“ ist technisch gesehen ein chemisches Antriebssystem, da es Wasserstoff und Sauerstoff verbrennt, die es durch Elektrolyse von Wasser im Orbit erzeugt.
Elektrischer Antriebbearbeiten
Der elektrische Antrieb von CubeSat verwendet typischerweise elektrische Energie, um das Treibmittel auf eine hohe Geschwindigkeit zu beschleunigen, was zu einem hohen spezifischen Impuls führt. Viele dieser Technologien können für den Einsatz in Nanosatelliten klein genug gemacht werden, und mehrere Methoden sind in der Entwicklung. Zu den Arten von elektrischen Antrieben, die derzeit für den Einsatz in CubeSats entwickelt werden, gehören Hall-Effekt-Triebwerke, Ionentriebwerke, gepulste Plasmatriebwerke, Elektrospray-Triebwerke und Aerojets. Mehrere bemerkenswerte CubeSat-Missionen planen den Einsatz von elektrischem Antrieb, wie der Lunar IceCube der NASA. Die hohe Effizienz, die mit dem elektrischen Antrieb verbunden ist, könnte es CubeSats ermöglichen, sich selbst zum Mars zu treiben. Elektrische Antriebssysteme sind in ihrer Leistungsnutzung benachteiligt, was erfordert, dass der CubeSat größere Solarzellen, kompliziertere Stromverteilung und oft größere Batterien hat. Darüber hinaus können viele elektrische Antriebsmethoden immer noch Drucktanks zur Speicherung von Treibmittel erfordern, was durch die CubeSat-Designspezifikation eingeschränkt ist.
Der ESTCube-1 verwendete ein elektrisches Solarwindsegel, das auf einem elektromagnetischen Feld beruht, um als Segel anstelle eines festen Materials zu wirken. Diese Technologie nutzte ein elektrisches Feld, um Protonen vom Sonnenwind abzulenken und Schub zu erzeugen. Es ähnelt einem elektrodynamischen Haltegurt darin, dass das Fahrzeug nur Strom liefern muss, um zu funktionieren.
Sonnensegelbearbeiten
Sonnensegel (auch Lichtsegel oder Photonensegel genannt) sind eine Form des Raumfahrzeugantriebs, bei der der Strahlungsdruck (auch Sonnendruck genannt) von Sternen verwendet wird, um große ultradünne Spiegel auf hohe Geschwindigkeiten zu bringen, die kein Treibmittel erfordern. Dies macht Segel gut geeignet für den Einsatz in CubeSats, da ihre geringe Masse zu einer größeren Beschleunigung für die Fläche eines gegebenen Sonnensegels führt. Solarsegel müssen jedoch im Vergleich zum Satelliten immer noch recht groß sein, was bedeutet, dass nützliche Solarsegel eingesetzt werden müssen, was die mechanische Komplexität und eine potenzielle Fehlerquelle erhöht. Diese Antriebsmethode ist die einzige, die nicht von den Einschränkungen der CubeSat-Designspezifikation betroffen ist, da sie keine hohen Drücke, gefährlichen Materialien oder signifikante chemische Energie erfordert. Nur wenige CubeSats haben ein Sonnensegel als Hauptantrieb und Stabilität im Weltraum eingesetzt, darunter das 2010 gestartete 3U NanoSail-D2 und das LightSail-1 im Mai 2015.
CubeSail testet derzeit im Orbit ein 260 Meter (850 ft) langes, 20 m2 (220 sq ft) großes Solarsegelband, das zwischen zwei CubeSats verlängert wird und das Design für ein viel größeres Konzept namens UltraSail Heliogyro prägen wird. LightSail-2 wurde 2019 erfolgreich auf einer Falcon Heavy-Rakete eingesetzt, während mindestens ein CubeSat, der 2021 auf dem ersten Flug des Space Launch Systems (Artemis 1) starten soll, ein Sonnensegel verwenden soll: den Near-Earth Asteroid Scout (NEA Scout).
Leistungbearbeiten
CubeSats verwenden Solarzellen, um Solarlicht in Strom umzuwandeln, der dann in wiederaufladbaren Lithium-Ionen-Batterien gespeichert wird, die sowohl während der Sonnenfinsternis als auch während der Spitzenlastzeiten Strom liefern. Diese Satelliten haben eine begrenzte Oberfläche an ihren Außenwänden für die Montage von Solarzellen und müssen effektiv mit anderen Teilen wie Antennen, optischen Sensoren, Kameraobjektiven, Antriebssystemen und Zugangsöffnungen geteilt werden. Lithium-Ionen-Batterien zeichnen sich durch ein hohes Energie-Masse-Verhältnis aus und eignen sich daher gut für den Einsatz in Raumfahrzeugen mit eingeschränkter Masse. Das Laden und Entladen der Batterie wird normalerweise von einem dedizierten elektrischen Energiesystem (EPS) abgewickelt. Batterien verfügen manchmal über Heizungen, um zu verhindern, dass die Batterie gefährlich niedrige Temperaturen erreicht, die zu Batterie- und Stromausfällen führen können.
Die Zerfallsrate der Batterien hängt von der Anzahl der Zyklen ab, für die sie geladen und entladen werden, sowie von der Tiefe jeder Entladung: je größer die durchschnittliche Entladetiefe ist, desto schneller verschlechtert sich eine Batterie. Für LEO-Missionen kann erwartet werden, dass die Anzahl der Entladungszyklen in der Größenordnung von mehreren hundert liegt.
Wenn das Raumfahrzeug in eine sonnensynchrone Umlaufbahn gebracht wird, schwindet die Sonnenfinsterniszeit, was weniger Unterbrechungen der kontinuierlichen Sonneneinstrahlung für die PV-Zellen ermöglicht und somit den Batteriekapazitätsbedarf verringert. In LEO-sonnensynchronen Umlaufbahnen wird das Raumschiff jedoch nicht immer Sonnenlicht erfahren, und so muss das Raumschiff je nach Jahreszeit möglicherweise an Höhe gewinnen, um wieder in Sichtlinie zur Sonne zu sein. Aufgrund von Größen- und Gewichtsbeschränkungen haben herkömmliche CubeSats, die in LEO mit am Körper montierten Solarmodulen fliegen, weniger als 10 W erzeugt. Missionen mit höheren Leistungsanforderungen können die Lagesteuerung nutzen, um sicherzustellen, dass die Sonnenkollektoren in ihrer effektivsten Ausrichtung zur Sonne bleiben, und der weitere Strombedarf kann durch die Hinzufügung und Ausrichtung der eingesetzten Solaranlagen gedeckt werden. Zu den jüngsten Innovationen gehören zusätzliche federbelastete Solaranordnungen, die eingesetzt werden, sobald der Satellit freigegeben wird, sowie Arrays mit thermischen Messermechanismen, die die Paneele auf Befehl bereitstellen. CubeSats dürfen zwischen Start und Bereitstellung nicht mit Strom versorgt werden und müssen über einen Remove-before-Flight-Pin verfügen, der die gesamte Stromversorgung unterbricht, um den Betrieb während des Ladens in den P-POD zu verhindern. Zusätzlich wird ein Bereitstellungsschalter betätigt, während das Fahrzeug in einen P-POD geladen wird, wodurch die Stromversorgung des Raumfahrzeugs unterbrochen und nach dem Verlassen des P-PODS deaktiviert wird.
Telekommunikationenbearbeiten
Die niedrigen Kosten von CubeSats haben kleineren Institutionen und Organisationen einen beispiellosen Zugang zum Weltraum ermöglicht, aber für die meisten CubeSat-Formen sind die Reichweite und die verfügbare Leistung für die Kommunikationsantennen auf etwa 2 W begrenzt.
Aufgrund des Taumelns und der geringen Leistungsreichweite ist die Funkkommunikation eine Herausforderung. Viele CubeSats verwenden eine omnidirektionale Monopol- oder Dipolantenne mit handelsüblichem Maßband. Für anspruchsvollere Anforderungen bieten einige Unternehmen High-Gain-Antennen für CubeSats an, aber ihre Bereitstellungs- und Zeigesysteme sind erheblich komplexer. Zum Beispiel entwickeln das MIT und das JPL eine aufblasbare Antenne mit einer nützlichen Reichweite zum Mond, die jedoch wenig effizient zu sein scheint. JPL hat erfolgreich X-Band und Ka-Band High-Gain-Antennen für MarCO und Radar in einem CubeSat (RaInCube) Missionen entwickelt.
Antennenbearbeiten
Traditionell verwenden Cubesats mit niedriger Erdumlaufbahn Antennen für Kommunikationszwecke im UHF- und S-Band. Um sich weiter in das Sonnensystem zu wagen, sind größere Antennen erforderlich, die mit dem Deep Space Network (X-Band und Ka-Band) kompatibel sind. Die Ingenieure von JPL entwickelten mehrere einsatzfähige High-Gain-Antennen, die mit CubeSats der 6U-Klasse für MarCO und erdnahe Asteroidenbeobachtungen kompatibel sind. Die Ingenieure von JPL haben außerdem eine 0,5-m-Mesh-Reflektorantenne entwickelt, die im Ka-Band arbeitet und mit dem DSN kompatibel ist und sich in einem Stauvolumen von 1,5 He zusammenklappen lässt. Zum Beispiel entwarfen die Antenneningenieure von JPL ein gefaltetes Panel-Reflektorarray (FPR), das auf einen 6U-Cubesat-Bus passt und die X-Band-Mars-Erde-Telekommunikation mit 8kbit / s bei 1AU unterstützt.
Thermomanagement
Verschiedene CubeSat-Komponenten besitzen unterschiedliche akzeptable Temperaturbereiche, ab denen sie vorübergehend oder dauerhaft funktionsunfähig werden können. Satelliten im Orbit werden durch Strahlungswärme erwärmt, die direkt von der Sonne emittiert und von der Erde reflektiert wird, sowie durch Wärme, die von den Komponenten des Fahrzeugs erzeugt wird. CubeSats müssen auch kühlen, indem sie Wärme entweder in den Weltraum oder in die kühlere Erdoberfläche abstrahlen, wenn sie kühler ist als das Raumschiff. Alle diese Strahlungswärmequellen und -senken sind ziemlich konstant und sehr vorhersehbar, solange die Umlaufbahn und die Sonnenfinsterniszeit des CubeSat bekannt sind.
Zu den Komponenten, mit denen die Temperaturanforderungen in CubeSats erfüllt werden, gehören mehrschichtige Isolierungen und Heizungen für die Batterie. Andere Raumfahrzeug-Wärmekontrolltechniken in kleinen Satelliten umfassen eine spezifische Komponentenplatzierung basierend auf der erwarteten Wärmeleistung dieser Komponenten und, selten, eingesetzte thermische Geräte wie Lamellen. Die Analyse und Simulation des Wärmemodells des Raumfahrzeugs ist ein wichtiger entscheidender Faktor bei der Anwendung von Wärmemanagementkomponenten und -techniken. CubeSats mit besonderen thermischen Bedenken, die häufig mit bestimmten Bereitstellungsmechanismen und Nutzlasten verbunden sind, können vor dem Start in einer thermischen Vakuumkammer getestet werden. Solche Tests bieten ein höheres Maß an Sicherheit, als Satelliten in voller Größe empfangen können, da CubeSats klein genug sind, um vollständig in eine thermische Vakuumkammer zu passen. Temperatursensoren werden typischerweise auf verschiedenen CubeSat-Komponenten platziert, so dass Maßnahmen ergriffen werden können, um gefährliche Temperaturbereiche zu vermeiden, z. B. das Fahrzeug neu auszurichten, um direkte Wärmestrahlung auf ein bestimmtes Teil zu vermeiden oder einzuführen, wodurch es abkühlen oder erwärmen kann.
CostsEdit
CubeSat bildet ein kostengünstiges unabhängiges Mittel, um eine Nutzlast in den Orbit zu bringen. Nach Verzögerungen bei kostengünstigen Trägerraketen wie Interorbitalsystemen lagen die Startpreise bei etwa 100.000 US-Dollar pro Einheit, aber neuere Betreiber bieten niedrigere Preise an.
Einige CubeSats haben komplizierte Komponenten oder Instrumente, wie LightSail-1, die ihre Baukosten in die Millionen treiben, aber ein grundlegender 1U CubeSat kann ungefähr $ 50.000 kosten, um so CubeSats zu konstruieren, sind eine praktikable Option für einige Schulen und Universitäten; sowie kleine Unternehmen, um CubeSats für kommerzielle Zwecke zu entwickeln.