La spécification CubeSat atteint plusieurs objectifs de haut niveau. La principale raison de la miniaturisation des satellites est de réduire le coût de déploiement: ils sont souvent adaptés au lancement par multiples, en utilisant la capacité excédentaire de lanceurs plus gros. La conception de CubeSat minimise spécifiquement les risques pour le reste du lanceur et des charges utiles. L’encapsulation de l’interface lanceur–charge utile enlève la quantité de travail qui serait auparavant nécessaire pour accoupler un satellite ferroutage avec son lanceur. L’unification entre les charges utiles et les lanceurs permet des échanges rapides de charges utiles et l’utilisation des opportunités de lancement à court terme.
Les CubeSats standard sont constitués d’unités de 10 × 10 ×11,35 cm conçues pour fournir 10 ×10×10 cm ou 1 litre de volume utile tout en ne pesant pas plus de 1,33 kg (2,9 lb) par unité. La taille standard la plus petite est 1U, tandis que 3U + est composé de trois unités empilées dans le sens de la longueur avec un cylindre supplémentaire de 6,4 cm de diamètre centré sur l’axe long et s’étendant sur 3,6 cm au-delà d’une face. La Société aérospatiale a construit et lancé deux CubeSats de forme plus petite de 0,5 U pour la mesure du rayonnement et la démonstration technologique.
Comme presque tous les CubeSats mesurent 10× 10 cm (quelle que soit leur longueur), ils peuvent tous être lancés et déployés à l’aide d’un système de déploiement commun appelé P-POD (Poly-PicoSatellite Orbital Deployer), développé et construit par Cal Poly.
Aucun facteur de forme électronique ou protocole de communication n’est spécifié ou requis par la spécification de conception de CubeSat, mais le matériel COTS a toujours utilisé certaines fonctionnalités que beaucoup considèrent comme des normes dans l’électronique CubeSat. La plupart des berceaux et des composants électroniques conçus sur mesure s’adaptent à la forme du PC / 104, qui n’a pas été conçu pour les CubeSats mais présente un profil de 90 × 96 mm qui permet d’occuper la majeure partie du volume du vaisseau spatial. Techniquement, la forme PCI-104 est la variante de PC / 104 utilisée et le brochage réel utilisé ne reflète pas le brochage spécifié dans la norme PCI-104. Les connecteurs empilables sur les cartes permettent un assemblage simple et une interface électrique, et la plupart des fabricants de matériel électronique CubeSat respectent la même disposition de signal, mais certains produits ne le font pas, il faut donc veiller à ce que les dispositions de signal et d’alimentation soient cohérentes pour éviter les dommages.
Des précautions doivent être prises dans la sélection de l’électronique pour s’assurer que les appareils peuvent tolérer le rayonnement présent. Pour les orbites terrestres très basses (LEO) dans lesquelles la rentrée atmosphérique se produirait en quelques jours ou quelques semaines, le rayonnement peut être largement ignoré et l’électronique grand public standard peut être utilisée. Les appareils électroniques grand public peuvent survivre au rayonnement LEO pendant cette période, car le risque de perturbation d’un seul événement (SEU) est très faible. Les engins spatiaux placés sur une orbite terrestre basse soutenue pendant des mois ou des années sont à risque et ne font voler que du matériel conçu et testé dans des environnements irradiés. Les missions au-delà de l’orbite terrestre basse ou qui resteraient en orbite terrestre basse pendant de nombreuses années doivent utiliser des dispositifs durcis aux radiations. D’autres considérations sont prises en compte pour un fonctionnement sous vide poussé en raison des effets de la sublimation, du dégazage et des moustaches métalliques, ce qui peut entraîner un échec de la mission.
Différentes classifications sont utilisées pour classer ces satellites miniatures en fonction de leur masse. Les CubeSats 1U appartiennent au genre des picosatellites.
- Minisatellite (100-500 kg)
- Microsatellite (10-100 kg)
- Nanosatellite (1-10 kg)
- Picosatellite (0,1–1 kg)
- Femtosatellite ( 0,01–0.1 kg)
Ces dernières années, de plus grandes plates-formes CubeSat ont été développées, le plus souvent 6U (10 × 20 × 30 cm ou 12 × 24 × 36 cm) et 12U (20x20x30 cm ou 24x24x36 cm), pour étendre les capacités des CubeSats au-delà des applications de validation académique et technologique et des objectifs scientifiques et de défense nationale plus complexes.
En 2014, deux CubeSats Perseus-M 6U ont été lancés pour la surveillance maritime, le plus grand à ce jour à l’époque. Le lancement en 2018 de l’atterrisseur InSight vers Mars comprenait deux CubeSats 6U appelés Mars Cube One (MarCO).
La plupart des CubeSats portent un ou deux instruments scientifiques comme charge utile principale de la mission.
StructureEdit
Le nombre d’unités jointes classe la taille des CubeSats et selon la spécification de conception de CubeSat, elles sont évolutives le long d’un seul axe pour s’adapter aux formes de 0,5 U, 1U, 1,5U, 2U ou 3U. Toutes les tailles standard de CubeSat ont été construites et lancées, et représentent les facteurs de forme de presque tous les CubeSats lancés en 2015. Les matériaux utilisés dans la structure doivent présenter le même coefficient de dilatation thermique que le déployeur pour éviter le coincement. Plus précisément, les matériaux autorisés sont quatre alliages d’aluminium: 7075, 6061, 5005 et 5052. L’aluminium utilisé sur la structure qui entre en contact avec le P-POD doit être anodisé pour éviter le soudage à froid, et d’autres matériaux peuvent être utilisés pour la structure si une dérogation est obtenue. Au-delà du soudage à froid, la sélection des matériaux est prise en compte car tous les matériaux ne peuvent pas être utilisés dans des aspirateurs. Les structures comportent souvent des amortisseurs souples à chaque extrémité, généralement en caoutchouc, pour réduire les effets de l’impact sur les autres CubeSats du P-POD.
Les saillies au-delà des dimensions maximales sont autorisées par la spécification standard, jusqu’à un maximum de 6,5 mm au-delà de chaque côté. Les saillies ne peuvent pas interférer avec les rails de déploiement et sont généralement occupées par des antennes et des panneaux solaires. Dans la révision 13 de la spécification de conception de CubeSat, un volume disponible supplémentaire a été défini pour une utilisation sur des projets 3U. Le volume supplémentaire est rendu possible par l’espace généralement gaspillé dans le mécanisme à ressort du P-POD Mk III. Les CubeSats 3U qui utilisent l’espace sont désignés 3U+ et peuvent placer des composants dans un volume cylindrique centré sur une extrémité du CubeSat. L’espace cylindrique a un diamètre maximum de 6,4 cm et une hauteur ne dépassant pas 3,6 cm tout en ne permettant aucune augmentation de masse au-delà du maximum de 4 kg de la 3U. Les systèmes de propulsion et les antennes sont les composants les plus courants qui pourraient nécessiter un volume supplémentaire, bien que la charge utile s’étende parfois dans ce volume. Les écarts par rapport aux exigences de dimension et de masse peuvent être supprimés après application et négociation avec le fournisseur de services de lancement.
Les structures CubeSat n’ont pas toutes les mêmes préoccupations en matière de résistance que les satellites plus gros, car elles ont l’avantage supplémentaire que le déployeur les supporte structurellement pendant le lancement. Néanmoins, certains CubeSats subiront une analyse des vibrations ou une analyse structurelle pour s’assurer que les composants non pris en charge par le P-POD restent structurellement solides tout au long du lancement. Bien que subissant rarement l’analyse que font les satellites plus grands, les CubeSats échouent rarement en raison de problèmes mécaniques.
ComputingEdit
Comme les satellites plus gros, les CubeSats comportent souvent plusieurs ordinateurs gérant différentes tâches en parallèle, notamment le contrôle d’attitude (orientation), la gestion de l’alimentation, le fonctionnement de la charge utile et les tâches de contrôle primaires. Les systèmes de contrôle d’attitude des lits comprennent généralement leur propre ordinateur, tout comme les systèmes de gestion de l’alimentation. Les charges utiles doivent pouvoir s’interfacer avec l’ordinateur principal pour être utiles, ce qui nécessite parfois l’utilisation d’un autre petit ordinateur. Cela peut être dû à des limitations dans la capacité de l’ordinateur principal à contrôler la charge utile avec des protocoles de communication limités, pour éviter de surcharger l’ordinateur principal avec la gestion des données brutes, ou pour assurer le fonctionnement de la charge utile continue sans interruption par les autres besoins informatiques de l’engin spatial tels que la communication. Néanmoins, l’ordinateur principal peut être utilisé pour des tâches liées à la charge utile, qui peuvent inclure le traitement d’images, l’analyse de données et la compression de données. Les tâches que l’ordinateur principal gère généralement comprennent la délégation de tâches aux autres ordinateurs, le contrôle d’attitude (orientation), les calculs pour les manœuvres orbitales, la planification et l’activation des composants actifs de contrôle thermique. Les ordinateurs CubeSat sont très sensibles aux rayonnements et les constructeurs prendront des mesures spéciales pour assurer un fonctionnement correct dans les rayonnements élevés de l’espace, telles que l’utilisation de la mémoire vive ECC. Certains satellites peuvent intégrer la redondance en mettant en œuvre plusieurs ordinateurs primaires, ce qui pourrait être fait sur des missions précieuses pour réduire le risque d’échec de la mission. Les smartphones grand public ont été utilisés pour l’informatique dans certains CubeSats, tels que les PhoneSats de la NASA.
Contrôle d’attitude
Le contrôle d’attitude (orientation) des CubeSats repose sur une technologie de miniaturisation sans dégradation significative des performances. Le tumbling se produit généralement dès qu’un CubeSat est déployé, en raison des forces de déploiement asymétriques et des chocs avec d’autres CubeSats. Certains CubeSats fonctionnent normalement en culbutant, mais ceux qui nécessitent de pointer dans une certaine direction ou ne peuvent pas fonctionner en toute sécurité en tournant doivent être démontés. Les systèmes qui effectuent la détermination et le contrôle de l’attitude comprennent des roues de réaction, des magnétorqueurs, des propulseurs, des pisteurs d’étoiles, des capteurs solaires, des capteurs Terrestres, des capteurs de vitesse angulaire et des récepteurs et antennes GPS. Les combinaisons de ces systèmes sont généralement vues afin de prendre les avantages de chaque méthode et d’atténuer leurs inconvénients. Les roues de réaction sont couramment utilisées pour leur capacité à transmettre des moments relativement importants pour un apport d’énergie donné, mais l’utilité de la roue de réaction est limitée en raison de la saturation, le point auquel une roue ne peut pas tourner plus vite. Des exemples de roues de réaction CubeSat incluent le Maryland Aerospace MAI-101 et le Sinclair Interplanetary RW-0.03-4. Les roues de réaction peuvent être désaturées à l’aide de propulseurs ou de magnétorqueurs. Les propulseurs peuvent fournir de grands moments en en transmettant un couple sur le vaisseau spatial, mais les inefficacités des petits systèmes de propulsion font que les propulseurs manquent rapidement de carburant. On trouve couramment sur presque tous les CubeSats des magnétorqueurs qui font passer l’électricité à travers un solénoïde pour tirer parti du champ magnétique terrestre pour produire un moment de rotation. Les modules de contrôle d’attitude et les panneaux solaires sont généralement dotés de magnétorqueurs intégrés. Pour les CubeSats qui n’ont besoin que de se détacher, aucune méthode de détermination d’attitude au-delà d’un capteur de vitesse angulaire ou d’un gyroscope électronique n’est nécessaire.
Pointer dans une direction spécifique est nécessaire pour l’observation de la Terre, les manœuvres orbitales, la maximisation de l’énergie solaire et certains instruments scientifiques. La précision du pointage directionnel peut être obtenue en détectant la Terre et son horizon, le Soleil ou des étoiles spécifiques. Le capteur solaire SS-411 de Sinclair Interplanetary et le traqueur d’étoiles ST-16 ont tous deux des applications pour les CubeSats et ont un héritage de vol. Le bus Colony I de Pumpkin utilise une aile aérodynamique pour la stabilisation passive de l’attitude. La détermination de l’emplacement d’un CubeSat peut être effectuée à l’aide du GPS embarqué, ce qui est relativement coûteux pour un CubeSat, ou en relayant les données de suivi radar à l’engin à partir de systèmes de suivi terrestres.
Propulsiondit
La propulsion CubeSat a fait des progrès rapides dans les technologies suivantes: gaz froid, propulsion chimique, propulsion électrique et voiles solaires. Le plus grand défi de la propulsion CubeSat consiste à prévenir les risques pour le lanceur et sa charge utile primaire tout en offrant des capacités importantes. Les composants et les méthodes couramment utilisés dans les grands satellites sont interdits ou limités, et la Spécification de conception CubeSat (CDS) exige une dérogation pour la pressurisation supérieure à 1.2 atmosphères standard, plus de 100 Wh d’énergie chimique stockée et des matières dangereuses. Ces restrictions posent de grands défis aux systèmes de propulsion CubeSat, car les systèmes de propulsion spatiaux typiques utilisent des combinaisons de pressions élevées, de densités énergétiques élevées et de matières dangereuses. Au-delà des restrictions imposées par les fournisseurs de services de lancement, divers défis techniques réduisent encore l’utilité de la propulsion CubeSat. La poussée à cardan ne peut pas être utilisée dans les petits moteurs en raison de la complexité des mécanismes de cardan, la vectorisation de la poussée doit plutôt être réalisée en poussant de manière asymétrique dans les systèmes de propulsion à tuyères multiples ou en modifiant le centre de masse par rapport à la géométrie du CubeSat avec des composants actionnés. Les petits moteurs peuvent également ne pas avoir de place pour les méthodes d’étranglement qui permettent une poussée inférieure à la poussée totale, ce qui est important pour les manœuvres de précision telles que les rendez-vous. Les CubeSats qui nécessitent une durée de vie plus longue bénéficient également des systèmes de propulsion, lorsqu’ils sont utilisés pour maintenir en orbite un système de propulsion peut ralentir la désintégration orbitale.
Propulseurs à gaz froiddit
Un propulseur à gaz froid stocke généralement du gaz inerte, tel que de l’azote, dans un réservoir sous pression et libère le gaz à travers une buse pour produire une poussée. Le fonctionnement est géré par une seule vanne dans la plupart des systèmes, ce qui fait du gaz froid la technologie de propulsion la plus simple et utile. Les systèmes de propulsion à gaz froid peuvent être très sûrs car les gaz utilisés ne doivent pas nécessairement être volatils ou corrosifs, bien que certains systèmes optent pour des gaz dangereux tels que le dioxyde de soufre. Cette capacité à utiliser des gaz inertes est très avantageuse pour les CubeSats car ils sont généralement limités aux matières dangereuses. Malheureusement, seules de faibles performances peuvent être obtenues avec eux, empêchant les manœuvres à forte impulsion même dans des CubeSats de faible masse. En raison de ces faibles performances, leur utilisation dans les CubeSats pour la propulsion principale est limitée et les concepteurs choisissent des systèmes à plus haut rendement avec seulement des augmentations mineures de complexité. Les systèmes à gaz froid sont plus souvent utilisés dans le contrôle d’attitude CubeSat.
Propulsion chimiquedit
Les systèmes de propulsion chimique utilisent une réaction chimique pour produire un gaz à haute pression et à haute température qui accélère hors d’une buse. Le propulseur chimique peut être liquide, solide ou un hybride des deux. Les propulseurs liquides peuvent être un monopropellant passé à travers un catalyseur, ou un bipropellant qui brûle un comburant et un carburant. Les avantages des monopropellants sont une complexité relativement faible / une poussée élevée, des exigences de puissance faibles et une fiabilité élevée. Les moteurs monopropellants ont tendance à avoir une poussée élevée tout en restant relativement simples, ce qui offre également une grande fiabilité. Ces moteurs sont pratiques pour les CubeSats en raison de leurs faibles besoins en puissance et parce que leur simplicité leur permet d’être très petits. De petits moteurs alimentés à l’hydrazine ont été développés, mais peuvent nécessiter une dérogation pour voler en raison des restrictions sur les produits chimiques dangereux énoncées dans la spécification de conception de CubeSat. Des propulseurs chimiques plus sûrs qui ne nécessiteraient pas d’exemption de produits chimiques dangereux sont en cours de développement, tels que l’AF-M315 (nitrate d’hydroxylammonium) pour lequel des moteurs sont ou ont été conçus. Un « propulseur d’électrolyse de l’eau » est techniquement un système de propulsion chimique, car il brûle de l’hydrogène et de l’oxygène qu’il génère par électrolyse de l’eau en orbite.
Propulsion électriquemodifier
La propulsion électrique CubeSat utilise généralement de l’énergie électrique pour accélérer le propulseur à grande vitesse, ce qui entraîne une impulsion spécifique élevée. Beaucoup de ces technologies peuvent être rendues suffisamment petites pour être utilisées dans les nanosatellites, et plusieurs méthodes sont en cours de développement. Les types de propulsion électrique actuellement conçus pour être utilisés dans les CubeSats comprennent les propulseurs à effet Hall, les propulseurs ioniques, les propulseurs à plasma pulsé, les propulseurs à électrospray et les résistances. Plusieurs missions CubeSat notables prévoient d’utiliser la propulsion électrique, telles que Lunar IceCube de la NASA. Le rendement élevé associé à la propulsion électrique pourrait permettre aux CubeSats de se propulser vers Mars. Les systèmes de propulsion électrique sont désavantagés dans leur utilisation de l’énergie, ce qui oblige le CubeSat à avoir des cellules solaires plus grandes, une distribution d’énergie plus compliquée et souvent des batteries plus grandes. De plus, de nombreuses méthodes de propulsion électrique peuvent encore nécessiter des réservoirs sous pression pour stocker du propergol, ce qui est limité par la spécification de conception du CubeSat.
L’ESTCube-1 utilisait une voile électrique à vent solaire, qui s’appuie sur un champ électromagnétique pour agir comme une voile au lieu d’un matériau solide. Cette technologie utilisait un champ électrique pour dévier les protons du vent solaire pour produire une poussée. Il est similaire à une attache électrodynamique en ce sens que l’engin n’a besoin que de fournir de l’électricité pour fonctionner.
Voile solairemodifier
Les voiles solaires (également appelées voiles légères ou voiles à photons) sont une forme de propulsion d’engin spatial utilisant la pression de rayonnement (également appelée pression solaire) des étoiles pour pousser de grands miroirs ultra-minces à des vitesses élevées, ne nécessitant aucun propulseur. La force d’une voile solaire varie avec la surface de la voile, ce qui rend les voiles bien adaptées à une utilisation en CubeSats car leur faible masse entraîne une accélération plus importante pour une surface de voile solaire donnée. Cependant, les voiles solaires doivent encore être assez grandes par rapport au satellite, ce qui signifie que des voiles solaires utiles doivent être déployées, ce qui ajoute une complexité mécanique et une source potentielle de défaillance. Cette méthode de propulsion est la seule à ne pas être soumise aux restrictions fixées par la spécification de conception de CubeSat, car elle ne nécessite pas de pressions élevées, de matières dangereuses ou d’énergie chimique importante. Peu de CubeSats ont utilisé une voile solaire comme propulsion principale et comme stabilité dans l’espace profond, y compris le NanoSail-D2 3U lancé en 2010 et le LightSail-1 en mai 2015.
CubeSail teste actuellement en orbite un ruban de voile solaire de 260 mètres (850 pieds) de long et 20 m2 (220 pieds carrés) étendu entre deux CubeSats, qui guidera la conception d’un concept beaucoup plus grand appelé UltraSail heliogyro. LightSail-2 a été déployé avec succès sur une fusée Falcon Heavy en 2019, tandis qu’au moins un CubeSat qui prévoit de se lancer lors du premier vol du Système de lancement spatial (Artemis 1) en 2021 devrait utiliser une voile solaire: le Near-Earth Asteroid Scout (NEA Scout).
Puissancemodifier
Les CubeSats utilisent des cellules solaires pour convertir la lumière solaire en électricité qui est ensuite stockée dans des batteries lithium-ion rechargeables qui fournissent de l’énergie pendant l’éclipse ainsi que pendant les périodes de charge de pointe. Ces satellites ont une surface limitée sur leurs parois extérieures pour l’assemblage de cellules solaires et doivent être efficacement partagés avec d’autres parties, telles que les antennes, les capteurs optiques, l’objectif de la caméra, les systèmes de propulsion et les ports d’accès. Les batteries lithium-ion présentent des rapports énergie / masse élevés, ce qui les rend bien adaptées à une utilisation sur des engins spatiaux à masse restreinte. La charge et la décharge de la batterie sont généralement gérées par un système d’alimentation électrique dédié (EPS). Les batteries comportent parfois des éléments chauffants pour éviter que la batterie n’atteigne des températures dangereusement basses, ce qui pourrait entraîner une défaillance de la batterie et de la mission.
La vitesse à laquelle les batteries se désintègrent dépend du nombre de cycles pour lesquels elles sont chargées et déchargées, ainsi que de la profondeur de chaque décharge: plus la profondeur moyenne de décharge est grande, plus une batterie se dégrade rapidement. Pour les missions LEO, on peut s’attendre à ce que le nombre de cycles de décharge soit de l’ordre de plusieurs centaines.
S’il arrive que l’engin spatial soit lancé sur une orbite synchrone avec le soleil, la durée de l’éclipse diminuera, ce qui réduira les interruptions d’irradiation solaire continue pour les cellules photovoltaïques et réduira ainsi les besoins en capacité de la batterie. Dans les orbites synchrones du soleil LION, cependant, le vaisseau spatial ne sera pas toujours exposé à la lumière du soleil, et donc selon la période de l’année, le vaisseau spatial peut avoir besoin de prendre de l’altitude pour être à nouveau dans la ligne de mire du soleil. En raison des contraintes de taille et de poids, les CubeSats courants volant en LION avec des panneaux solaires montés sur la carrosserie ont généré moins de 10 W. Les missions ayant des besoins en énergie plus élevés peuvent utiliser le contrôle d’attitude pour s’assurer que les panneaux solaires restent dans leur orientation la plus efficace vers le Soleil, et d’autres besoins en énergie peuvent être satisfaits grâce à l’ajout et à l’orientation de panneaux solaires déployés. Les innovations récentes incluent des panneaux solaires à ressort supplémentaires qui se déploient dès la sortie du satellite, ainsi que des réseaux dotés de mécanismes à couteaux thermiques qui déploieraient les panneaux lorsqu’ils sont commandés. Les CubeSats ne peuvent pas être alimentés entre le lancement et le déploiement, et doivent comporter une broche de retrait avant le vol qui coupe toute l’alimentation pour empêcher le fonctionnement pendant le chargement dans le P-POD. De plus, un commutateur de déploiement est actionné pendant que l’engin est chargé dans un P-POD, coupant l’alimentation de l’engin spatial et est désactivé après la sortie du P-POD.
télécommunications
Le faible coût des CubeSats a permis un accès sans précédent à l’espace pour les petites institutions et organisations, mais, pour la plupart des formes CubeSat, la portée et la puissance disponible sont limitées à environ 2W pour ses antennes de communication.
En raison du tumbling et de la faible portée de puissance, les communications radio sont un défi. De nombreux CubeSats utilisent une antenne monopôle ou dipôle omnidirectionnelle construite avec un ruban à mesurer commercial. Pour des besoins plus exigeants, certaines entreprises proposent des antennes à gain élevé pour les CubeSats, mais leurs systèmes de déploiement et de pointage sont nettement plus complexes. Par exemple, le MIT et le JPL développent une antenne parabolique gonflable avec une portée utile vers la Lune mais qui semble peu efficace. JPL a développé avec succès des antennes à gain élevé en bande X et en bande Ka pour les missions MarCO et Radar dans un CubeSat (RaInCube).
AntennasEdit
Traditionnellement, les Cubesats en orbite Terrestre basse utilisent des antennes à des fins de communication en bande UHF et en bande S. Pour s’aventurer plus loin dans le système solaire, des antennes plus grandes compatibles avec le réseau Spatial profond (bande X et bande Ka) sont nécessaires. Les ingénieurs du JPL ont développé plusieurs antennes déployables à gain élevé compatibles avec les CubeSats de classe 6U pour MarCO et Near-Earth Asteroid Scout. Les ingénieurs de JPL ont également développé une antenne à réflecteur maillé de 0,5 m fonctionnant en bande Ka et compatible avec le DSN qui se plie dans un volume d’arrimage de 1,5 U. Pour MarCO, les ingénieurs d’antenne du JPL ont conçu un réflecteur de panneau plié (FPR) pour s’adapter à un bus Cubesat 6U et prend en charge les télécommunications Mars-Terre en bande X à 8kbit/ s à 1AU.
Gestion thermiquemodifier
Les différents composants CubeSat possèdent des plages de température acceptables différentes, au-delà desquelles ils peuvent devenir temporairement ou définitivement inutilisables. Les satellites en orbite sont chauffés par la chaleur radiative émise directement par le Soleil et réfléchie par la Terre, ainsi que par la chaleur générée par les composants de l’engin. Les CubeSats doivent également se refroidir en rayonnant de la chaleur soit dans l’espace, soit à la surface de la Terre plus froide, si elle est plus froide que le vaisseau spatial. Toutes ces sources et puits de chaleur radiative sont plutôt constants et très prévisibles, tant que l’orbite du CubeSat et le temps d’éclipse sont connus.
Les composants utilisés pour s’assurer que les exigences de température sont respectées dans les CubeSats comprennent une isolation multicouche et des éléments chauffants pour la batterie. D’autres techniques de contrôle thermique des engins spatiaux dans les petits satellites comprennent le placement de composants spécifiques en fonction de la puissance thermique attendue de ces composants et, rarement, des dispositifs thermiques déployés tels que des persiennes. L’analyse et la simulation du modèle thermique de l’engin spatial sont un facteur déterminant important dans l’application des composants et des techniques de gestion thermique. Les CubeSats présentant des problèmes thermiques particuliers, souvent associés à certains mécanismes de déploiement et charges utiles, peuvent être testés dans une chambre à vide thermique avant le lancement. De tels tests offrent un degré d’assurance plus important que celui que peuvent recevoir les satellites de taille normale, car les CubeSats sont suffisamment petits pour être intégrés dans une chambre à vide thermique dans leur intégralité. Les capteurs de température sont généralement placés sur différents composants CubeSat de sorte que des mesures peuvent être prises pour éviter des plages de température dangereuses, telles que la réorientation de l’engin afin d’éviter ou d’introduire un rayonnement thermique direct sur une pièce spécifique, lui permettant ainsi de refroidir ou de chauffer.
CostsEdit
CubeSat constitue un moyen indépendant rentable de mettre une charge utile en orbite. Après les retards des lanceurs à faible coût tels que les systèmes interorbitaux, les prix de lancement ont été d’environ 100 000 dollars l’unité, mais les nouveaux opérateurs offrent des prix plus bas.
Certains CubeSats ont des composants ou des instruments compliqués, tels que LightSail-1, qui poussent leur coût de construction à des millions, mais un CubeSat de base 1U peut coûter environ 50 000 $ à construire, de sorte que les CubeSats sont une option viable pour certaines écoles et universités; ainsi que pour les petites entreprises pour développer des CubeSats à des fins commerciales.