La especificación CubeSat logra varios objetivos de alto nivel. La razón principal para miniaturizar satélites es reducir el costo de despliegue: a menudo son adecuados para el lanzamiento en múltiplos, utilizando el exceso de capacidad de los vehículos de lanzamiento más grandes. El diseño CubeSat minimiza específicamente el riesgo para el resto del vehículo de lanzamiento y las cargas útiles. La encapsulación de la interfaz de carga útil del lanzador elimina la cantidad de trabajo que antes se requería para acoplar un satélite a cuestas con su lanzador. La unificación entre cargas útiles y lanzadores permite un intercambio rápido de cargas útiles y la utilización de oportunidades de lanzamiento con poca antelación.
Los CubeSats estándar se componen de unidades de 10×10×11,35 cm diseñadas para proporcionar 10×10×10 cm o 1 litro de volumen útil sin un peso superior a 1,33 kg (2,9 lb) por unidad. El tamaño estándar más pequeño es 1U, mientras que 3U+ se compone de tres unidades apiladas longitudinalmente con un cilindro adicional de 6,4 cm de diámetro centrado en el eje largo y que se extiende 3,6 cm más allá de una cara. La Corporación Aeroespacial ha construido y lanzado dos CubeSats de forma más pequeña de 0,5 U para medición de radiación y demostración tecnológica.
Dado que casi todos los CubeSat miden 10×10 cm (independientemente de su longitud), todos pueden lanzarse y desplegarse utilizando un sistema de despliegue común llamado Desplegador Orbital de Poli PicoSatélites (P-POD), desarrollado y construido por Cal Poly.
La especificación de diseño CubeSat no especifica ni requiere factores de forma electrónicos ni protocolos de comunicación, pero el hardware COTS ha utilizado constantemente ciertas características que muchos consideran estándares en la electrónica CubeSat. La mayoría de las cunas y la electrónica de diseño personalizado se ajustan a la forma de PC/104, que no fue diseñada para CubeSats, pero presenta un perfil de 90 × 96 mm que permite ocupar la mayor parte del volumen de la nave espacial. Técnicamente, la forma PCI-104 es la variante de PC/104 utilizada y el pinout real utilizado no refleja el pinout especificado en el estándar PCI-104. Los conectores de apilamiento en las placas permiten un montaje simple y una interfaz eléctrica, y la mayoría de los fabricantes de hardware electrónico CubeSat mantienen la misma disposición de señal, pero algunos productos no, por lo que se debe tener cuidado para garantizar una disposición de señal y energía uniforme para evitar daños.
Se debe tener cuidado en la selección de la electrónica para garantizar que los dispositivos puedan tolerar la radiación presente. Para órbitas terrestres muy bajas (LEO) en las que la reentrada atmosférica ocurriría en solo días o semanas, la radiación puede ignorarse en gran medida y se pueden usar productos electrónicos estándar de grado de consumo. Los dispositivos electrónicos de consumo pueden sobrevivir a la radiación LEO durante ese tiempo, ya que la probabilidad de un solo evento molesto (SEU) es muy baja. Las naves espaciales en una órbita terrestre baja sostenida que dura meses o años están en riesgo y solo vuelan equipos diseñados para entornos irradiados y probados en ellos. Las misiones más allá de la órbita terrestre baja o que permanecerían en órbita terrestre baja durante muchos años deben usar dispositivos resistentes a la radiación. Se hacen consideraciones adicionales para el funcionamiento en alto vacío debido a los efectos de sublimación, desgasificación y bigotes de metal, que pueden resultar en el fracaso de la misión.
Se utilizan diferentes clasificaciones para clasificar dichos satélites en miniatura en función de la masa. Los cubesatos de 1U pertenecen al género de los picosatélites.
- Minisatélite (100-500 kg)
- Microsatélites (10-100 kg)
- Nanosatellite (1-10 kg)
- Picosatellite (0.1–1 kg)
- Femtosatellite (0.01–0.1 kg)
En los últimos años se han desarrollado plataformas CubeSat más grandes, más comúnmente 6U (10×20×30 cm o 12×24×36 cm) y 12U (20x20x30 cm o 24x24x36 cm), para ampliar las capacidades de los CubeSat más allá de las aplicaciones de validación académica y tecnológica y en objetivos científicos y de defensa nacional más complejos.
En 2014 se lanzaron dos CubeSats Perseus-M de 6U para la vigilancia marítima, el más grande hasta la fecha. El lanzamiento en 2018 del módulo de aterrizaje InSight a Marte incluyó dos CubeSats de 6U llamados Mars Cube One (MarCO).
La mayoría de los CubeSats llevan uno o dos instrumentos científicos como carga útil principal de la misión.
Estructuraeditar
El número de unidades unidas clasifica el tamaño de los CubeSat y, de acuerdo con la Especificación de diseño de CubeSat, son escalables a lo largo de un solo eje para adaptarse a las formas de 0,5 U, 1U, 1,5 U, 2U o 3U. Todos los tamaños estándar de CubeSat se han construido y lanzado, y representan los factores de forma para casi todos los CubeSat lanzados a partir de 2015. Los materiales utilizados en la estructura deben tener el mismo coeficiente de expansión térmica que el desplegador para evitar atascos. Específicamente, los materiales permitidos son cuatro aleaciones de aluminio: 7075, 6061, 5005 y 5052. El aluminio utilizado en la estructura que entra en contacto con la cápsula P debe ser anodizado para evitar la soldadura en frío, y se pueden usar otros materiales para la estructura si se obtiene una exención. Más allá de la soldadura en frío, se tiene más en cuenta la selección de materiales, ya que no todos los materiales se pueden usar en aspiradoras. Las estructuras a menudo cuentan con amortiguadores suaves en cada extremo, generalmente hechos de goma, para disminuir los efectos de impactar otros CubeSats en la cápsula P.
Las protuberancias más allá de las dimensiones máximas están permitidas por la especificación estándar, hasta un máximo de 6,5 mm más allá de cada lado. Las protuberancias no pueden interferir con los rieles de despliegue y, por lo general, están ocupadas por antenas y paneles solares. En la Revisión 13 de la Especificación de Diseño CubeSat se definió un volumen adicional disponible para su uso en proyectos de 3U. El volumen adicional es posible gracias al espacio que normalmente se desperdicia en el mecanismo de resorte del P-POD Mk III. Los CubeSats de 3U que utilizan el espacio se denominan 3U+ y pueden colocar componentes en un volumen cilíndrico centrado en un extremo del CubeSat. El espacio cilíndrico tiene un diámetro máximo de 6,4 cm y una altura no superior a 3,6 cm, sin permitir ningún aumento de masa más allá del máximo de 4 kg. del 3U. Los sistemas de propulsión y las antenas son los componentes más comunes que podrían requerir el volumen adicional, aunque la carga útil a veces se extiende a este volumen. Tras la solicitud y la negociación con el proveedor de servicios de lanzamiento, se puede prescindir de las desviaciones de los requisitos de dimensión y masa.
Las estructuras CubeSat no tienen la misma resistencia que los satélites más grandes, ya que tienen el beneficio añadido de que el desplegador las soporta estructuralmente durante el lanzamiento. Aún así, algunos CubeSats se someterán a análisis de vibración o análisis estructural para garantizar que los componentes no soportados por el P-POD permanezcan estructuralmente sólidos durante todo el lanzamiento. A pesar de que rara vez se someten al análisis que hacen los satélites más grandes, los CubeSats rara vez fallan debido a problemas mecánicos.
ComputingEdit
Al igual que los satélites más grandes, los CubeSats a menudo cuentan con múltiples computadoras que manejan diferentes tareas en paralelo, incluido el control de actitud (orientación), la administración de energía, la operación de carga útil y las tareas de control primario. Los sistemas de control de actitud de los CUNAS generalmente incluyen su propia computadora, al igual que los sistemas de administración de energía. Las cargas útiles deben poder interactuar con la computadora principal para ser útiles, lo que a veces requiere el uso de otra computadora pequeña. Esto puede deberse a limitaciones en la capacidad de la computadora primaria para controlar la carga útil con protocolos de comunicación limitados, para evitar la sobrecarga de la computadora primaria con el manejo de datos en bruto, o para garantizar que la operación de la carga útil continúe ininterrumpida por otras necesidades informáticas de la nave espacial, como la comunicación. Sin embargo, la computadora principal puede usarse para tareas relacionadas con la carga útil, que pueden incluir procesamiento de imágenes, análisis de datos y compresión de datos. Las tareas que normalmente maneja la computadora principal incluyen la delegación de tareas a las otras computadoras, el control de actitud (orientación), los cálculos para maniobras orbitales, la programación y la activación de componentes de control térmico activos. Las computadoras CubeSat son muy susceptibles a la radiación y los constructores tomarán medidas especiales para garantizar un funcionamiento adecuado en la alta radiación del espacio, como el uso de la memoria RAM ECC. Algunos satélites pueden incorporar redundancia mediante la implementación de múltiples computadoras primarias, esto podría hacerse en misiones valiosas para disminuir el riesgo de fracaso de la misión. Los teléfonos inteligentes de consumo se han utilizado para la computación en algunos CubeSats, como los PhoneSats de la NASA.
Control de Attitudeditar
El control de actitud (orientación) para CubeSats se basa en la tecnología de miniaturización sin una degradación significativa del rendimiento. Por lo general, el volteo ocurre tan pronto como se despliega un CubeSat, debido a fuerzas de despliegue asimétricas y golpes con otros CubeSats. Algunos CubeSats funcionan normalmente mientras se voltean, pero los que requieren apuntar en cierta dirección o no pueden operar de forma segura mientras giran, deben ser desmontados. Los sistemas que realizan la determinación y el control de la actitud incluyen ruedas de reacción, magnetorreactores, propulsores, rastreadores de estrellas, sensores solares, sensores de Tierra, sensores de velocidad angular y receptores y antenas GPS. Por lo general, se ven combinaciones de estos sistemas para aprovechar las ventajas de cada método y mitigar sus deficiencias. Las ruedas de reacción se utilizan comúnmente por su capacidad de impartir momentos relativamente grandes para cualquier entrada de energía dada, pero la utilidad de la rueda de reacción es limitada debido a la saturación, el punto en el que una rueda no puede girar más rápido. Ejemplos de ruedas de reacción CubeSat incluyen el Maryland Aerospace MAI-101 y el Sinclair Interplanetario RW-0.03-4. Las ruedas de reacción se pueden desaturar con el uso de propulsores o magnetorreactores. Los propulsores pueden proporcionar grandes momentos al impartir un par en la nave espacial, pero las ineficiencias en los sistemas de propulsión pequeños hacen que los propulsores se queden sin combustible rápidamente. Comúnmente se encuentran en casi todos los CubeSats magnetorquines que hacen funcionar la electricidad a través de un solenoide para aprovechar el campo magnético de la Tierra y producir un momento de giro. Los módulos de control de actitud y los paneles solares suelen tener magnetorreactores incorporados. Para CubeSats que solo necesitan detumble, no es necesario ningún método de determinación de actitud más allá de un sensor de velocidad angular o giroscopio electrónico.
Apuntar en una dirección específica es necesario para la observación de la Tierra, las maniobras orbitales, la maximización de la energía solar y algunos instrumentos científicos. La precisión de la orientación se puede lograr detectando la Tierra y su horizonte, el Sol o estrellas específicas. El sensor solar SS-411 de Sinclair Interplanetario y el rastreador estelar ST-16 tienen aplicaciones para CubeSats y tienen herencia de vuelo. El autobús Colony I de Pumpkin utiliza un ala aerodinámica para la estabilización pasiva de la actitud. La determinación de la ubicación de un CubeSat se puede hacer mediante el uso de GPS a bordo, que es relativamente caro para un CubeSat, o mediante la transmisión de datos de seguimiento de radar a la nave desde sistemas de seguimiento basados en la Tierra.
Propulsióneditar
CubeSat propulsion ha hecho rápidos avances en las siguientes tecnologías: gas frío, propulsión química, propulsión eléctrica y velas solares. El mayor desafío con la propulsión CubeSat es prevenir el riesgo para el vehículo de lanzamiento y su carga útil primaria, al tiempo que proporciona una capacidad significativa. Los componentes y métodos que se usan comúnmente en satélites más grandes no están permitidos o están limitados, y la Especificación de Diseño CubeSat (CDS) requiere una exención para la presurización por encima de 1.2 atmósferas estándar, más de 100 Wh de energía química almacenada y materiales peligrosos. Esas restricciones plantean grandes desafíos para los sistemas de propulsión CubeSat, ya que los sistemas de propulsión espacial típicos utilizan combinaciones de altas presiones, altas densidades de energía y materiales peligrosos. Más allá de las restricciones establecidas por los proveedores de servicios de lanzamiento, varios desafíos técnicos reducen aún más la utilidad de la propulsión CubeSat. El empuje con cardán no se puede usar en motores pequeños debido a la complejidad de los mecanismos de gimbaling, en su lugar, la vectorización de empuje se debe lograr empujando asimétricamente en sistemas de propulsión de múltiples boquillas o cambiando el centro de masa en relación con la geometría del CubeSat con componentes accionados. Los motores pequeños también pueden no tener espacio para métodos de estrangulamiento que permitan un empuje más pequeño que completamente, lo cual es importante para maniobras de precisión como rendezvous. Los CubeSats que requieren una vida útil más larga también se benefician de los sistemas de propulsión, cuando se usan para mantener una órbita, un sistema de propulsión puede ralentizar el decaimiento orbital.
Propulsores de gas fríoeditar
Un propulsor de gas frío normalmente almacena gas inerte, como nitrógeno, en un tanque presurizado y libera el gas a través de una boquilla para producir empuje. La operación se maneja con una sola válvula en la mayoría de los sistemas, lo que hace que el gas frío sea la tecnología de propulsión útil más simple. Los sistemas de propulsión de gas frío pueden ser muy seguros, ya que los gases utilizados no tienen que ser volátiles o corrosivos, aunque algunos sistemas optan por incluir gases peligrosos como el dióxido de azufre. Esta capacidad de usar gases inertes es altamente ventajosa para los CubeSats, ya que generalmente están restringidos de materiales peligrosos. Desafortunadamente, solo se puede lograr un bajo rendimiento con ellos, evitando maniobras de alto impulso incluso en CubeSats de baja masa. Debido a este bajo rendimiento, su uso en CubeSats para la propulsión principal es limitado y los diseñadores eligen sistemas de mayor eficiencia con solo pequeños aumentos de complejidad. Los sistemas de gas frío se utilizan con mayor frecuencia en el control de actitud CubeSat.
Propulsión químicaeditar
Los sistemas de propulsión química utilizan una reacción química para producir un gas de alta presión y alta temperatura que se acelera desde una boquilla. El propulsor químico puede ser líquido, sólido o híbrido de ambos. Los propulsores líquidos pueden ser un monopropelente que pasa a través de un catalizador, o un bipropelente que quema un oxidante y un combustible. Los beneficios de los monopropelentes son relativamente de baja complejidad/alto empuje, bajos requisitos de potencia y alta confiabilidad. Los motores monopropelentes tienden a tener un alto empuje mientras permanecen comparativamente simples, lo que también proporciona una alta confiabilidad. Estos motores son prácticos para CubeSats debido a sus bajos requisitos de potencia y porque su simplicidad les permite ser muy pequeños. Se han desarrollado pequeños motores alimentados con hidracina, pero es posible que se requiera una exención para volar debido a las restricciones sobre productos químicos peligrosos establecidas en la Especificación de Diseño CubeSat. Se están desarrollando propulsores químicos más seguros que no requerirían exenciones de sustancias químicas peligrosas, como el AF-M315 (nitrato de hidroxilamonio) para el que se están diseñando o se han diseñado motores. Un» Propulsor de Electrólisis de agua » es técnicamente un sistema de propulsión química, ya que quema hidrógeno y oxígeno que genera por electrólisis en órbita del agua.
Propulsión eléctricaeditar
La propulsión eléctrica CubeSat normalmente utiliza energía eléctrica para acelerar el propulsor a alta velocidad, lo que resulta en un impulso específico alto. Muchas de estas tecnologías pueden hacerse lo suficientemente pequeñas para su uso en nanosatélites, y varios métodos están en desarrollo. Los tipos de propulsión eléctrica que se están diseñando actualmente para su uso en CubeSats incluyen impulsores de efecto Hall, impulsores de iones, impulsores de plasma pulsado, impulsores de electrospray y resistojets. Varias misiones CubeSat notables planean usar propulsión eléctrica, como el Cubo de hielo Lunar de la NASA. La alta eficiencia asociada con la propulsión eléctrica podría permitir que los CubeSats se propulsen a Marte. Los sistemas de propulsión eléctrica están en desventaja en su uso de energía, lo que requiere que el CubeSat tenga células solares más grandes, una distribución de energía más complicada y, a menudo, baterías más grandes. Además, muchos métodos de propulsión eléctrica todavía pueden requerir tanques presurizados para almacenar el propulsor, lo que está restringido por la Especificación de diseño CubeSat.
El ESTCube-1 utiliza una vela eléctrica de viento solar, que se basa en un campo electromagnético para actuar como una vela en lugar de un material sólido. Esta tecnología utilizó un campo eléctrico para desviar protones del viento solar para producir empuje. Es similar a una correa electrodinámica en que la nave solo necesita suministrar electricidad para funcionar.
Vela solareditar
Las velas solares (también llamadas velas ligeras o velas de fotones) son una forma de propulsión de una nave espacial que utiliza la presión de radiación (también llamada presión solar) de las estrellas para empujar grandes espejos ultrafinos a altas velocidades, sin requerir propulsor. La fuerza de una vela solar se escala con el área de la vela, esto hace que las velas sean adecuadas para su uso en CubeSats, ya que su pequeña masa da como resultado una mayor aceleración para el área de una vela solar dada. Sin embargo, las velas solares aún deben ser bastante grandes en comparación con el satélite, lo que significa que se deben desplegar velas solares útiles, lo que agrega complejidad mecánica y una fuente potencial de fallas. Este método de propulsión es el único que no está plagado de restricciones establecidas por la Especificación de Diseño CubeSat, ya que no requiere altas presiones, materiales peligrosos o energía química significativa. Pocos CubeSats han empleado una vela solar como su principal propulsión y estabilidad en el espacio profundo, incluido el 3U NanoSail-D2 lanzado en 2010, y el LightSail-1 en mayo de 2015.
CubeSail está probando actualmente en órbita una cinta de vela solar de 260 metros (850 pies) de largo, 20 m2 (220 pies cuadrados) extendida entre dos CubeSats, que informará el diseño de un concepto mucho más grande llamado heliogyro UltraSail. LightSail-2 se desplegó con éxito en un cohete pesado Falcon en 2019, mientras que al menos un CubeSat que planea lanzarse en el primer vuelo del Sistema de Lanzamiento Espacial (Artemis 1) en 2021 está listo para usar una vela solar: el Explorador de Asteroides Cercanos a la Tierra (NEA Scout).
Powereditar
Los CubeSats utilizan células solares para convertir la luz solar en electricidad que luego se almacena en baterías recargables de iones de litio que proporcionan energía durante el eclipse, así como durante los tiempos de carga máxima. Estos satélites tienen una superficie limitada en sus paredes externas para el ensamblaje de células solares, y deben compartirse efectivamente con otras partes, como antenas, sensores ópticos, lentes de cámaras, sistemas de propulsión y puertos de acceso. Las baterías de iones de litio cuentan con altas relaciones de energía a masa, lo que las hace muy adecuadas para su uso en naves espaciales con restricción de masa. La carga y descarga de la batería normalmente se maneja mediante un sistema de energía eléctrica (EPS) dedicado. Las baterías a veces cuentan con calentadores para evitar que la batería alcance temperaturas peligrosamente bajas, lo que podría causar fallas en la batería y en la misión.
La velocidad a la que se descomponen las baterías depende del número de ciclos para los que se cargan y descargan, así como de la profundidad de cada descarga: cuanto mayor sea la profundidad media de descarga, más rápido se degrada la batería. Para LEO misiones, el número de ciclos de descarga se puede esperar a estar en el orden de varios cientos.
Si sucede que la nave espacial se lanza a una órbita sincrónica con el sol, la cantidad de tiempo de eclipse disminuirá, lo que permitirá menos interrupciones de la irradiación solar continua para las células fotovoltaicas y, por lo tanto, reducirá los requisitos de capacidad de la batería. Sin embargo, en órbitas heliosincrónicas de LEO, la nave espacial no siempre experimentará la luz solar, por lo que, dependiendo de la época del año, la nave espacial puede necesitar ganar altitud para estar nuevamente en la línea de visión del sol. Debido a las limitaciones de tamaño y peso, los CubeSats comunes que vuelan en LEO con paneles solares montados en la carrocería han generado menos de 10 W. Las misiones con requisitos de energía más altos pueden hacer uso del control de actitud para garantizar que los paneles solares permanezcan en su orientación más efectiva hacia el Sol, y se pueden satisfacer otras necesidades de energía mediante la adición y orientación de paneles solares desplegados. Las innovaciones recientes incluyen paneles solares adicionales con resorte que se despliegan tan pronto como se libera el satélite, así como conjuntos que cuentan con mecanismos de cuchillas térmicas que desplegarían los paneles cuando se los mandara. Es posible que los CubeSats no se alimenten entre el lanzamiento y el despliegue, y deben tener un pasador de extracción antes del vuelo que corte toda la energía para evitar el funcionamiento durante la carga en el módulo P. Además, se acciona un interruptor de despliegue mientras la nave se carga en una cápsula P, cortando la energía a la nave espacial y se desactiva después de salir de la cápsula P.
telecomunicacioneseditar
El bajo costo de los CubeSats ha permitido un acceso sin precedentes al espacio para instituciones y organizaciones más pequeñas, pero, para la mayoría de las formas CubeSat, el alcance y la potencia disponible se limitan a aproximadamente 2W para sus antenas de comunicaciones.
Debido a las caídas y el bajo rango de potencia, las radiocomunicaciones son un desafío. Muchos CubeSats utilizan una antena monopolo o dipolo omnidireccional construida con cinta métrica comercial. Para necesidades más exigentes, algunas empresas ofrecen antenas de alta ganancia para CubeSats, pero sus sistemas de despliegue y apuntamiento son significativamente más complejos. Por ejemplo, el MIT y el JPL están desarrollando una antena parabólica inflable con un alcance útil a la Luna, pero parece ser poco eficiente. JPL ha desarrollado con éxito antenas de alta ganancia de banda X y banda Ka para MarCO y Radar en misiones CubeSat (RainCube).
Antenaseditar
Tradicionalmente, los Cubesats de Órbita terrestre baja utilizan antenas para fines de comunicación en banda UHF y S. Para aventurarse más lejos en el sistema solar, se requieren antenas más grandes compatibles con la Red de Espacio Profundo (banda X y banda Ka). Los ingenieros del JPL desarrollaron varias antenas desplegables de alta ganancia compatibles con CubeSats de clase 6U para MarCO y Near-Earth Asteroid Scout. Los ingenieros de JPL también han desarrollado una antena reflectora de malla de 0,5 m que funciona en banda Ka y es compatible con el DSN que se pliega en un volumen de almacenamiento de 1,5 U. Para MarCO, los ingenieros de antenas de JPL diseñaron un Reflectarray de Panel Plegado (FPR) para caber en un bus Cubesat de 6U y admite telecomunicaciones Marte-Tierra de banda X a 8kbit/s a 1AU.
Gestión térmicaeditar
Diferentes componentes de CubeSat poseen diferentes rangos de temperatura aceptables, más allá de los cuales pueden volverse inoperables temporal o permanentemente. Los satélites en órbita se calientan con calor radiativo emitido por el Sol directamente y reflejado en la Tierra, así como con calor generado por los componentes de la nave. Los CubeSats también deben enfriarse irradiando calor al espacio o a la superficie de la Tierra más fría, si es más fría que la nave espacial. Todas estas fuentes de calor radiativo y sumideros son bastante constantes y muy predecibles, siempre y cuando se conozcan la órbita del CubeSat y el tiempo de eclipse.
Los componentes utilizados para garantizar que se cumplan los requisitos de temperatura en CubeSats incluyen aislamiento multicapa y calentadores para la batería. Otras técnicas de control térmico de naves espaciales en satélites pequeños incluyen la colocación de componentes específicos basada en la potencia térmica prevista de esos componentes y, en raras ocasiones, dispositivos térmicos desplegados, como rejillas. El análisis y la simulación del modelo térmico de la nave espacial es un factor determinante importante en la aplicación de componentes y técnicas de gestión térmica. Los CubeSats con problemas térmicos especiales, a menudo asociados con ciertos mecanismos de despliegue y cargas útiles, pueden probarse en una cámara de vacío térmico antes del lanzamiento. Tales pruebas proporcionan un mayor grado de seguridad que los satélites de tamaño completo, ya que los CubeSats son lo suficientemente pequeños como para caber dentro de una cámara de vacío térmico en su totalidad. Los sensores de temperatura normalmente se colocan en diferentes componentes de CubeSat para que se puedan tomar medidas para evitar rangos de temperatura peligrosos, como reorientar la nave para evitar o introducir radiación térmica directa en una parte específica, lo que permite que se enfríe o caliente.
CostsEdit
CubeSat constituye un medio independiente rentable de poner una carga útil en órbita. Después de retrasos de lanzadores de bajo costo, como los sistemas interorbitales, los precios de lanzamiento han sido de aproximadamente 1 100,000 por unidad, pero los operadores más nuevos ofrecen precios más bajos.
Algunos CubeSats tienen componentes o instrumentos complicados, como LightSail-1, que eleva su costo de construcción a millones, pero un CubeSat básico de 1U puede costar alrededor de 5 50,000 para construir, por lo que los CubeSats son una opción viable para algunas escuelas y universidades, así como para pequeñas empresas para desarrollar CubeSats con fines comerciales.