La specifica CubeSat realizza diversi obiettivi di alto livello. La ragione principale per miniaturizzare i satelliti è ridurre i costi di implementazione: sono spesso adatti per il lancio in multipli, utilizzando la capacità in eccesso dei veicoli di lancio più grandi. Il design CubeSat minimizza specificamente il rischio per il resto del veicolo di lancio e dei carichi utili. L’incapsulamento dell’interfaccia launcher–payload toglie la quantità di lavoro che in precedenza sarebbe stato necessario per l’accoppiamento di un satellite piggyback con il suo lanciatore. L’unificazione tra carichi utili e lanciatori consente rapidi scambi di carichi utili e l’utilizzo delle opportunità di lancio con breve preavviso.
I CUBESAT standard sono costituiti da unità di 10×10×11,35 cm progettate per fornire 10×10×10 cm o 1 litro di volume utile mentre pesano non più di 1,33 kg (2,9 lb) per unità. La dimensione standard più piccola è 1U, mentre 3U+ è composta da tre unità impilate longitudinalmente con un cilindro di diametro aggiuntivo di 6,4 cm centrato sull’asse lungo e che si estende di 3,6 cm oltre una faccia. La società aerospaziale ha costruito e lanciato due CubeSats di forma più piccola di 0,5 U per la misurazione delle radiazioni e la dimostrazione tecnologica.
Poiché quasi tutti i CubeSat sono 10×10 cm (indipendentemente dalla lunghezza), possono essere lanciati e distribuiti utilizzando un sistema di distribuzione comune chiamato Poly-PicoSatellite Orbital Deployer (P-POD), sviluppato e costruito da Cal Poly.
Nessun fattore di forma elettronica o protocolli di comunicazione sono specificati o richiesti dalle specifiche di progettazione CubeSat, ma l’hardware COTS ha costantemente utilizzato alcune caratteristiche che molti considerano come standard nell’elettronica CubeSat. La maggior parte delle CULLE e l’elettronica progettata su misura si adattano alla forma del PC / 104, che non è stato progettato per CubeSats ma presenta un profilo 90 × 96 mm che consente di occupare la maggior parte del volume del veicolo spaziale. Tecnicamente, il modulo PCI-104 è la variante del PC/104 utilizzato e la piedinatura effettiva utilizzata non riflette la piedinatura specificata nello standard PCI-104. I connettori stackthrough sulle schede consentono un semplice assemblaggio e l’interfaccia elettrica e la maggior parte dei produttori di hardware CubeSat electronics mantiene la stessa disposizione del segnale, ma alcuni prodotti non lo fanno, quindi è necessario prestare attenzione per garantire accordi di segnale e potenza coerenti per evitare danni.
Occorre prestare attenzione nella selezione elettronica per garantire che i dispositivi possano tollerare le radiazioni presenti. Per orbite terrestri molto basse (LEO) in cui il rientro atmosferico si verificherebbe in pochi giorni o settimane, le radiazioni possono essere in gran parte ignorate e può essere utilizzata l’elettronica di consumo standard. I dispositivi elettronici di consumo possono sopravvivere alle radiazioni LEO per quel tempo poiché la possibilità di un singolo evento sconvolto (SEU) è molto bassa. I veicoli spaziali in un’orbita terrestre bassa sostenuta che dura mesi o anni sono a rischio e volano solo hardware progettato e testato in ambienti irradiati. Le missioni oltre l’orbita terrestre bassa o che rimarrebbero in orbita terrestre bassa per molti anni devono utilizzare dispositivi resistenti alle radiazioni. Ulteriori considerazioni sono fatte per il funzionamento in alto vuoto a causa degli effetti di sublimazione, degassamento e baffi metallici, che possono causare il fallimento della missione.
Diverse classificazioni vengono utilizzate per classificare tali satelliti in miniatura in base alla massa. 1U CubeSats appartengono al genere dei picosatelliti.
- Minisatellite (100-500 kg)
- Microsatellite (10-100 kg)
- Nanosatellite (1-10 kg)
- Picosatellite (0.1–1 kg)
- Femtosatellite (0.01–0.1 kg)
Negli ultimi anni sono state sviluppate piattaforme CubeSat più grandi, più comunemente 6U (10×20×30 cm o 12×24×36 cm) e 12U (20x20x30 cm o 24x24x36 cm), per estendere le capacità di CubeSats oltre le applicazioni di validazione accademica e tecnologica e in obiettivi scientifici e di difesa nazionale più complessi.
Nel 2014 sono stati lanciati due CubeSat 6U Perseus-M per la sorveglianza marittima, il più grande ancora al momento. Il lancio 2018 del lander InSight su Marte includeva due CubeSat 6U chiamati Mars Cube One (MarCO).
La maggior parte dei CubeSat trasporta uno o due strumenti scientifici come carico utile primario della missione.
StructureEdit
Il numero di unita unità classifica la dimensione di CubeSats e secondo il CubeSat Specifiche di Progettazione sono scalabili lungo un solo asse per adattare le forme di 0,5 U, 1U, 1.5 U, 2U, o 3U. Tutti i formati standard dei CubeSat sono state costruite e lanciate, e rappresentano i fattori di forma per quasi tutte lanciato CubeSats come del 2015. I materiali utilizzati nella struttura devono presentare lo stesso coefficiente di dilatazione termica del deployer per evitare inceppamenti. In particolare, i materiali consentiti sono quattro leghe di alluminio: 7075, 6061, 5005 e 5052. L’alluminio utilizzato sulla struttura che contatta il P-POD deve essere anodizzato per evitare la saldatura a freddo e altri materiali possono essere utilizzati per la struttura se si ottiene una rinuncia. Al di là della saldatura a freddo, un’ulteriore considerazione viene posta nella selezione dei materiali in quanto non tutti i materiali possono essere utilizzati nei vuoti. Le strutture sono spesso dotate di ammortizzatori morbidi a ciascuna estremità, tipicamente in gomma, per ridurre gli effetti di impatto altri CubeSats nel P-POD.
Le sporgenze oltre le dimensioni massime sono consentite dalle specifiche standard, fino a un massimo di 6,5 mm oltre ciascun lato. Eventuali sporgenze non possono interferire con le rotaie di distribuzione e sono tipicamente occupati da antenne e pannelli solari. Nella revisione 13 della specifica di progettazione CubeSat è stato definito un volume aggiuntivo disponibile per l’uso su progetti 3U. Il volume aggiuntivo è reso possibile dallo spazio tipicamente sprecato nel meccanismo a molla del P-POD Mk III. I CUBESAT 3U che utilizzano lo spazio sono designati 3U+ e possono posizionare i componenti in un volume cilindrico centrato su un’estremità del CubeSat. Lo spazio cilindrico ha un diametro massimo di 6,4 cm e un’altezza non superiore a 3,6 cm mentre non consente alcun aumento di massa oltre il massimo di 4 kg della 3U. I sistemi di propulsione e le antenne sono i componenti più comuni che potrebbero richiedere il volume aggiuntivo, anche se il carico utile a volte si estende in questo volume. Le deviazioni dai requisiti di dimensione e massa possono essere revocate in seguito all’applicazione e alla negoziazione con il fornitore del servizio di lancio.
Le strutture CubeSat non hanno tutte le stesse preoccupazioni di forza dei satelliti più grandi, poiché hanno il vantaggio aggiunto del deployer che le supporta strutturalmente durante il lancio. Tuttavia, alcuni CubeSats saranno sottoposti ad analisi delle vibrazioni o analisi strutturali per garantire che i componenti non supportati dal P-POD rimangano strutturalmente sani durante il lancio. Nonostante raramente subisca l’analisi che fanno i satelliti più grandi, i CubeSat raramente falliscono a causa di problemi meccanici.
ComputingEdit
Come i satelliti più grandi, i CubeSat spesso dispongono di più computer che gestiscono compiti diversi in parallelo, tra cui il controllo dell’assetto (orientamento), la gestione dell’alimentazione, il funzionamento del carico utile e le attività di controllo primarie. I sistemi di controllo dell’atteggiamento delle CULLE includono tipicamente il proprio computer, così come i sistemi di gestione dell’alimentazione. Payload devono essere in grado di interfacciarsi con il computer primario per essere utile, che a volte richiede l’uso di un altro piccolo computer. Ciò può essere dovuto a limitazioni nella capacità del computer primario di controllare il carico utile con protocolli di comunicazione limitati, per evitare di sovraccaricare il computer primario con la gestione dei dati grezzi o per garantire che il funzionamento del carico utile continui ininterrotto dalle altre esigenze di calcolo del veicolo spaziale come la comunicazione. Tuttavia, il computer principale può essere utilizzato per attività relative al payload, che potrebbero includere l’elaborazione delle immagini, l’analisi dei dati e la compressione dei dati. Le attività che il computer primario gestisce in genere includono la delega di compiti agli altri computer, il controllo dell’assetto (orientamento), i calcoli per le manovre orbitali, la pianificazione e l’attivazione di componenti di controllo termico attivo. I computer CubeSat sono altamente sensibili alle radiazioni e i costruttori adotteranno misure speciali per garantire il corretto funzionamento nell’alta radiazione dello spazio, come l’uso della RAM ECC. Alcuni satelliti possono incorporare la ridondanza implementando più computer primari, questo potrebbe essere fatto su missioni preziose per ridurre il rischio di fallimento della missione. Gli smartphone di consumo sono stati utilizzati per il calcolo in alcuni CubeSats, come PhoneSats della NASA.
Controllo Attitudinemodifica
Il controllo dell’assetto (orientamento) per CubeSats si basa sulla tecnologia di miniaturizzazione senza un significativo degrado delle prestazioni. Tumbling si verifica in genere non appena un CubeSat viene distribuito, a causa di forze di dispiegamento asimmetriche e urtando con altri CubeSat. Alcuni CubeSats funzionano normalmente durante la rotazione, ma quelli che richiedono il puntamento in una certa direzione o non possono funzionare in modo sicuro durante la rotazione, devono essere districati. I sistemi che eseguono la determinazione e il controllo dell’atteggiamento includono ruote di reazione, magnetorquer, propulsori, inseguitori stellari, sensori solari, sensori di Terra, sensori di velocità angolare e ricevitori e antenne GPS. Combinazioni di questi sistemi sono in genere visto al fine di prendere i vantaggi di ogni metodo e mitigare le loro carenze. Le ruote di reazione sono comunemente utilizzate per la loro capacità di impartire momenti relativamente grandi per un dato input di energia, ma l’utilità della ruota di reazione è limitata a causa della saturazione, il punto in cui una ruota non può girare più velocemente. Esempi di ruote di reazione CubeSat includono il Maryland Aerospace MAI-101 e il Sinclair Interplanetary RW-0.03-4. Le ruote di reazione possono essere desaturate con l’uso di propulsori o magnetorquer. I propulsori possono fornire grandi momenti impartendo una coppia sulla navicella spaziale, ma le inefficienze nei piccoli sistemi di propulsione causano rapidamente il esaurimento del carburante. Comunemente si trovano su quasi tutti i CubeSat sono magnetorquers che fanno funzionare l’elettricità attraverso un solenoide per sfruttare il campo magnetico terrestre per produrre un momento di svolta. I moduli e i pannelli solari di Atteggiamento-controllo caratterizzano tipicamente i magnetorquers incorporati. Per CubeSats che solo bisogno di detumble, nessun metodo di determinazione atteggiamento al di là di un sensore di velocità angolare o giroscopio elettronico è necessario.
Il puntamento in una direzione specifica è necessario per l’osservazione della Terra, le manovre orbitali, la massimizzazione dell’energia solare e alcuni strumenti scientifici. La precisione di puntamento direzionale può essere ottenuta rilevando la Terra e il suo orizzonte, il Sole o stelle specifiche. Il sensore solare SS-411 di Sinclair Interplanetary e l’inseguitore della stella ST-16 entrambi hanno applicazioni per i CubeSats ed hanno eredità di volo. Il bus Colony I di Pumpkin utilizza un’ala aerodinamica per la stabilizzazione passiva dell’atteggiamento. La determinazione della posizione di un CubeSat può essere effettuata attraverso l’uso del GPS di bordo, che è relativamente costoso per un CubeSat, o trasmettendo i dati di tracciamento radar all’imbarcazione da sistemi di tracciamento basati sulla Terra.
PropulsionEdit
CubeSat propulsion ha fatto rapidi progressi nelle seguenti tecnologie: gas freddo, propulsione chimica, propulsione elettrica e vele solari. La sfida più grande con la propulsione CubeSat è prevenire i rischi per il veicolo di lancio e il suo carico utile primario, pur fornendo capacità significative. I componenti e i metodi comunemente utilizzati nei satelliti più grandi non sono consentiti o limitati e la CubeSat Design Specification (CDS) richiede una deroga per la pressurizzazione superiore a 1.2 atmosfere standard, oltre 100 Wh di energia chimica immagazzinata e materiali pericolosi. Tali restrizioni pongono grandi sfide per i sistemi di propulsione CubeSat, poiché i tipici sistemi di propulsione spaziale utilizzano combinazioni di alte pressioni, densità di alta energia e materiali pericolosi. Al di là delle restrizioni stabilite dai fornitori di servizi di lancio, varie sfide tecniche riducono ulteriormente l’utilità della propulsione CubeSat. La spinta Gimbaled non può essere utilizzata nei piccoli motori a causa della complessità dei meccanismi gimbaling, il vectoring di spinta deve invece essere ottenuto spingendo asimmetricamente nei sistemi di propulsione a più ugelli o cambiando il centro di massa rispetto alla geometria di CubeSat con componenti azionati. Piccoli motori possono anche non avere spazio per i metodi di limitazione che consentono più piccolo di completamente sulla spinta, che è importante per manovre di precisione come rendezvous. I CubeSat che richiedono una vita più lunga beneficiano anche dei sistemi di propulsione, se utilizzati per l’orbita mantenendo un sistema di propulsione può rallentare il decadimento orbitale.
Propulsori a gas freddomodifica
Un propulsore a gas freddo immagazzina tipicamente gas inerte, come l’azoto, in un serbatoio pressurizzato e rilascia il gas attraverso un ugello per produrre spinta. Il funzionamento è gestito da una sola valvola nella maggior parte dei sistemi, il che rende il gas freddo la più semplice tecnologia di propulsione utile. I sistemi di propulsione a gas freddo possono essere molto sicuri poiché i gas utilizzati non devono essere volatili o corrosivi, anche se alcuni sistemi optano per la presenza di gas pericolosi come l’anidride solforosa. Questa capacità di utilizzare gas inerti è altamente vantaggiosa per CubeSats in quanto di solito sono limitati da materiali pericolosi. Sfortunatamente, solo le basse prestazioni possono essere raggiunte con loro, impedendo manovre ad alto impulso anche in CubeSats a bassa massa. A causa di queste basse prestazioni, il loro uso in CubeSats per la propulsione principale è limitato e i progettisti scelgono sistemi ad alta efficienza con solo lievi aumenti di complessità. I sistemi a gas freddo vedono più spesso l’uso nel controllo dell’assetto CubeSat.
Propulsionemodifica
I sistemi di propulsione chimica utilizzano una reazione chimica per produrre un gas ad alta pressione e ad alta temperatura che accelera da un ugello. Il propellente chimico può essere liquido, solido o ibrido di entrambi. Propellenti liquidi possono essere un monopropellente passato attraverso un catalizzatore, o bipropellente che brucia un ossidante e un combustibile. I vantaggi dei monopropellenti sono relativamente bassa complessità / uscita ad alta spinta, bassi requisiti di potenza e alta affidabilità. I motori monopropellant tendono ad avere alta spinta mentre rimangono comparativamente semplici, che inoltre fornisce l’alta affidabilità. Questi motori sono pratici per CubeSats a causa dei loro bassi requisiti di potenza e perché la loro semplicità consente loro di essere molto piccoli. Piccoli motori alimentati a idrazina sono stati sviluppati, ma possono richiedere una rinuncia a volare a causa di restrizioni sulle sostanze chimiche pericolose stabilite nella specifica di progettazione CubeSat. Sono in fase di sviluppo propellenti chimici più sicuri che non richiederebbero deroghe chimiche pericolose, come AF-M315 (nitrato di idrossilammonio) per i quali sono o sono stati progettati motori. Un” propulsore per elettrolisi dell’acqua ” è tecnicamente un sistema di propulsione chimica, poiché brucia idrogeno e ossigeno che genera mediante elettrolisi in orbita dell’acqua.
Propulsionemodifica
La propulsione elettrica di CubeSat usa tipicamente l’energia elettrica per accelerare il propellente ad alta velocità, che provoca l’alto impulso specifico. Molte di queste tecnologie possono essere fatte abbastanza piccolo per l’uso in nanosatelliti, e diversi metodi sono in fase di sviluppo. I tipi di propulsione elettrica attualmente in fase di progettazione per l’uso in CubeSats includono propulsori ad effetto hall, propulsori ionici, propulsori al plasma pulsati, propulsori electrospray e resistojets. Diverse missioni CubeSat notevoli prevedono di utilizzare la propulsione elettrica, come il Lunar IceCube della NASA. L’alta efficienza associata alla propulsione elettrica potrebbe consentire ai CubeSat di spingersi su Marte. I sistemi di propulsione elettrica sono svantaggiati nel loro uso di energia, il che richiede al CubeSat di avere celle solari più grandi, una distribuzione dell’energia più complicata e batterie spesso più grandi. Inoltre, molti metodi di propulsione elettrica possono ancora richiedere serbatoi pressurizzati per immagazzinare propellente, che è limitato dalla specifica di progettazione CubeSat.
L’ESTCube-1 usava una vela elettrica a vento solare, che si basa su un campo elettromagnetico per agire come una vela invece di un materiale solido. Questa tecnologia utilizzava un campo elettrico per deviare i protoni dal vento solare per produrre spinta. È simile a un tether elettrodinamico in quanto l’imbarcazione deve solo fornire elettricità per funzionare.
Vela solaremodifica
Le vele solari (dette anche vele leggere o vele fotoniche) sono una forma di propulsione spaziale che utilizza la pressione di radiazione (detta anche pressione solare) delle stelle per spingere grandi specchi ultrasottili ad alte velocità, senza bisogno di propellente. Forza da una vela solare scale con l’area della vela, questo rende vele ben adatto per l’uso in CubeSats come la loro piccola massa si traduce nella maggiore accelerazione per una data area della vela solare. Tuttavia, vele solari devono ancora essere abbastanza grande rispetto al satellite, il che significa vele solari utili devono essere distribuiti, aggiungendo complessità meccanica e una potenziale fonte di guasto. Questo metodo di propulsione è l’unico non afflitto da restrizioni stabilite dalle specifiche di progettazione CubeSat, in quanto non richiede alte pressioni, materiali pericolosi o energia chimica significativa. Pochi CubeSat hanno impiegato una vela solare come principale propulsione e stabilità nello spazio profondo, tra cui il 3U NanoSail-D2 lanciato nel 2010 e il LightSail-1 nel maggio 2015.
CubeSail sta attualmente testando in orbita un nastro solare a vela lungo 260 metri (850 piedi), lungo 20 m2 (220 piedi quadrati) esteso tra due CubeSats, che informerà il progetto per un concetto molto più grande chiamato UltraSail heliogyro. LightSail-2 è stato schierato con successo su un razzo Falcon Heavy nel 2019, mentre almeno un CubeSat che prevede di lanciare il primo volo dello Space Launch System (Artemis 1) nel 2021 è impostato per utilizzare una vela solare: il Near-Earth Asteroid Scout (NEA Scout).
PowerEdit
CubeSats uso di celle solari per convertire la luce solare in elettricità che viene poi memorizzato in batteria ricaricabile agli ioni di litio che forniscono energia durante l’eclissi come pure durante i picchi di carico di volte. Questi satelliti hanno una superficie limitata sulle loro pareti esterne per l’assemblaggio di celle solari e devono essere effettivamente condivisi con altre parti, come antenne, sensori ottici, obiettivi della fotocamera, sistemi di propulsione e porte di accesso. Le batterie agli ioni di litio presentano alti rapporti energia-massa, che le rendono adatte all’uso su veicoli spaziali con restrizioni di massa. La carica e la scarica della batteria sono in genere gestite da un sistema di alimentazione elettrica dedicato (EPS). Le batterie a volte dispongono di riscaldatori per evitare che la batteria raggiunga temperature pericolosamente basse che potrebbero causare guasti alla batteria e alla missione.
La velocità con cui le batterie decadono dipende dal numero di cicli per i quali vengono caricate e scaricate, nonché dalla profondità di ciascuna scarica: maggiore è la profondità media di scarica, più velocemente una batteria si degrada. Per le missioni LEO, ci si può aspettare che il numero di cicli di scarico sia dell’ordine di diverse centinaia.
Se accade che il veicolo spaziale venga lanciato in un’orbita sincrona al sole, la quantità di tempo di eclissi diminuirà, consentendo meno interruzioni di irradiazione solare continua per le celle fotovoltaiche e riducendo così i requisiti di capacità della batteria. In LEO sole-orbite sincrone, tuttavia, il veicolo spaziale non sarà sempre sperimentare la luce del sole, e così a seconda del periodo dell’anno, il veicolo spaziale può avere bisogno di guadagnare quota per essere di nuovo in linea di vista al sole. A causa delle dimensioni e dei vincoli di peso, i CubeSat comuni che volano in LEO con pannelli solari montati sul corpo hanno generato meno di 10 W. Le missioni con requisiti di potenza più elevati possono utilizzare il controllo di assetto per garantire che i pannelli solari rimangano nel loro orientamento più efficace verso il Sole e ulteriori esigenze di potenza possono essere soddisfatte attraverso l’aggiunta e l’orientamento degli array solari distribuiti. Le recenti innovazioni includono ulteriori array solari a molla che si distribuiscono non appena il satellite viene rilasciato, così come array che dispongono di meccanismi di coltello termico che distribuirebbero i pannelli quando comandati. I CubeSat non possono essere alimentati tra il lancio e la distribuzione e devono essere dotati di un perno di rimozione prima del volo che interrompe tutta l’alimentazione per impedire il funzionamento durante il caricamento nel P-POD. Inoltre, un interruttore di distribuzione viene azionato mentre l’imbarcazione viene caricata in un P-POD, tagliando la potenza al veicolo spaziale e viene disattivato dopo l’uscita dal P-POD.
Telecomunicazionimodifica
Il basso costo di CubeSats ha permesso un accesso senza precedenti allo spazio per le istituzioni e le organizzazioni più piccole, ma, per la maggior parte delle forme CubeSat, la gamma e la potenza disponibile è limitata a circa 2W per le sue antenne di comunicazione.
A causa di tumbling e bassa gamma di potenza, radio-comunicazioni sono una sfida. Molti CubeSats utilizzano un monopolo omnidirezionale o antenna a dipolo costruito con nastro di misurazione commerciale. Per esigenze più esigenti, alcune aziende offrono antenne ad alto guadagno per CubeSats, ma i loro sistemi di distribuzione e puntamento sono significativamente più complessi. Ad esempio, MIT e JPL stanno sviluppando un’antenna piatto gonfiabile con una portata utile alla Luna, ma sembra essere poco efficiente. JPL ha sviluppato con successo antenne ad alto guadagno in banda X e banda Ka per MarCO e Radar in missioni CubeSat (RaInCube).
AntennasEdit
Tradizionalmente, i Cubesat a bassa orbita terrestre utilizzano antenne per scopi di comunicazione in banda UHF e S. Per avventurarsi più lontano nel sistema solare, sono necessarie antenne più grandi compatibili con la rete Deep Space (banda X e banda Ka). Gli ingegneri del JPL hanno sviluppato diverse antenne ad alto guadagno distribuibili compatibili con CubeSat di classe 6U per MarCO e Near-Earth Asteroid Scout. Gli ingegneri di JPL hanno anche sviluppato un’antenna con riflettore a rete da 0,5 m funzionante in banda Ka e compatibile con il DSN che si ripiega in un volume di stivaggio di 1,5 U. Per MarCO, gli ingegneri dell’antenna di JPL hanno progettato un Reflectarray (FPR) a pannello piegato per adattarsi a un bus Cubesat 6U e supporta le telecomunicazioni Marte-Terra in banda X a 8kbit/s a 1AU.
Thermal managementEdit
Diversi componenti CubeSat possiedono diversi intervalli di temperatura accettabili, oltre i quali possono diventare temporaneamente o permanentemente inutilizzabili. I satelliti in orbita sono riscaldati dal calore radiativo emesso direttamente dal Sole e riflesso dalla Terra, così come dal calore generato dai componenti dell’imbarcazione. I CubeSat devono anche raffreddarsi irradiando calore nello spazio o nella superficie Terrestre più fredda, se è più fredda del veicolo spaziale. Tutte queste fonti di calore radiativo e lavelli sono piuttosto costanti e molto prevedibili, fintanto che l’orbita di CubeSat e il tempo di eclissi sono noti.
I componenti utilizzati per garantire che i requisiti di temperatura siano soddisfatti in CubeSats includono isolamento multistrato e riscaldatori per la batteria. Altre tecniche di controllo termico dei veicoli spaziali nei piccoli satelliti includono il posizionamento specifico dei componenti in base alla potenza termica prevista di tali componenti e, raramente, dispositivi termici distribuiti come le feritoie. L’analisi e la simulazione del modello termico del veicolo spaziale è un importante fattore determinante nell’applicazione di componenti e tecniche di gestione termica. CubeSats con particolari problemi termici, spesso associati a determinati meccanismi di distribuzione e carichi utili, possono essere testati in una camera a vuoto termico prima del lancio. Tale prova fornisce un più grande grado di assicurazione che i satelliti full-size possono ricevere, poiché i CubeSat sono abbastanza piccoli da adattarsi all’interno di una camera a vuoto termica nella loro interezza. I sensori di temperatura sono in genere posizionati su diversi componenti CubeSat in modo da poter agire per evitare intervalli di temperatura pericolosi, come riorientare l’imbarcazione per evitare o introdurre radiazioni termiche dirette a una parte specifica, consentendo così di raffreddarla o riscaldarla.
CostsEdit
CubeSat costituisce un mezzo indipendente economico per portare in orbita un carico utile. Dopo ritardi da lanciatori a basso costo come sistemi interorbitali, i prezzi di lancio sono stati di circa $100.000 per unità, ma gli operatori più recenti stanno offrendo prezzi più bassi.
Alcuni CubeSat hanno componenti o strumenti complicati, come LightSail-1, che spinge il loro costo di costruzione a milioni, ma un CubeSat 1U di base può costare circa 5 50.000 per costruire così CubeSat sono una valida opzione per alcune scuole e università; così come le piccole imprese per sviluppare CubeSat per scopi commerciali.