CubeSat-spesifikasjonen oppnår flere mål på høyt nivå. Hovedårsaken til miniatyrisering av satellitter er å redusere kostnadene ved distribusjon: de er ofte egnet for lansering i multipler, ved hjelp av overkapasiteten til større lanseringsbiler. CubeSat-designen minimerer spesielt risikoen for resten av lanseringsvognen og nyttelastene. Innkapsling av launcher-nyttelastgrensesnittet tar bort mengden arbeid som tidligere ville være nødvendig for å parre en piggyback-satellitt med lanseringen. Forening mellom nyttelast og bæreraketter muliggjør rask utveksling av nyttelast og utnyttelse av lanseringsmuligheter på kort varsel.
Standard CubeSats består av 10×10×11.35 cm enheter designet for å gi 10×10×10 cm eller 1 liter nyttevolum med en vekt på ikke mer enn 1.33 kg (2.9 pund) per enhet. Den minste standardstørrelsen ER 1U, MENS 3U+ består av tre enheter stablet i lengderetningen med en ekstra 6,4 cm diameter sylinder sentrert på langaksen og strekker seg 3,6 cm utover ett ansikt. Aerospace Corporation har konstruert og lansert to Mindre Form CubeSats av 0.5 U for stråling måling og teknologisk demonstrasjon.
siden nesten Alle CubeSats er 10×10 cm (uavhengig av lengde), kan de alle lanseres og distribueres ved hjelp av et felles distribusjonssystem kalt En Poly-PicoSatellite Orbital Deployer (P-POD), utviklet og bygget av Cal Poly.
Ingen elektronikkformfaktorer eller kommunikasjonsprotokoller er spesifisert eller påkrevd av CubeSat-Designspesifikasjonen, men COTS-maskinvare har konsekvent benyttet visse funksjoner som mange behandler som standarder i CubeSat-elektronikk. DE fleste BARNESENGER og spesialdesignet elektronikk passer til PC/104, som ikke var designet For CubeSats, men presenterer en 90 × 96 mm profil som gjør at det meste av romfartøyets volum kan okkupert. TEKNISK SETT ER PCI-104-skjemaet varianten AV PC/104 som brukes, og den faktiske pinout som brukes, gjenspeiler ikke pinout som er angitt i PCI – 104-standarden. Stackthrough-kontakter på brettene gir mulighet for enkel montering og elektrisk grensesnitt, og de fleste produsenter av CubeSat elektronikk maskinvare holder til samme signalarrangement, men noen produkter gjør det ikke, så det må tas hensyn til å sikre konsistente signal – og strømarrangementer for å forhindre skade.
det Må Tas Hensyn til valg av elektronikk for å sikre at enhetene tåler strålingen som er tilstede. FOR SVÆRT lave Jordbaner (LEO) der atmosfærisk reentry vil oppstå på bare dager eller uker, kan stråling i stor grad ignoreres og standard forbrukerelektronikk kan brukes. Forbrukerelektroniske enheter kan overleve LEO-stråling for den tiden, da sjansen for en enkelt hendelse opprørt (SEU) er svært lav. Romfartøy i en vedvarende lav Jordbane som varer måneder eller år er i fare og bare fly maskinvare designet for og testet i bestrålte miljøer. Oppdrag utover lav Jordbane eller som vil forbli i lav jordbane i mange år, må bruke strålingsherdede enheter. Ytterligere hensyn er gjort for drift i høyvakuum på grunn av virkningene av sublimering, utgassing, og metall værhår, som kan resultere i misjonen svikt.
Ulike klassifikasjoner brukes til å kategorisere slike miniatyrsatellitter basert på masse. 1u CubeSats tilhører sjangeren av picosatellitter.
- Minisatellitt (100-500 kg)
- Mikrosatellitt (10-100 kg)
- Nanosatellitt (1-10 kg)
- Pikosatellitt (0,1–1 kg)
- Femtosatellitt (Femtosatellitt) 0,01–0.1 kg)
i løpet av de siste årene har det blitt utviklet større CubeSat-plattformer, som OFTEST 6U (10×20×30 cm eller 12×24×36 cm) og 12U (20x20x30 cm eller 24x24x36 cm), for å utvide CubeSats evner utover akademiske og teknologiske valideringsapplikasjoner og inn i mer komplekse vitenskaps-og nasjonale forsvarsmål.
i 2014 ble to 6u Perseus-M CubeSats lansert for maritim overvåking, den største hittil på den tiden. 2018-lanseringen av InSight lander Til Mars inkluderte to 6u CubeSats kalt Mars Cube One (MarCO).
De Fleste CubeSats bærer ett eller to vitenskapelige instrumenter som deres primære oppdrag nyttelast.
StructureEdit
antall sammenføyde enheter klassifiserer Størrelsen På CubeSats og I Henhold Til CubeSat-Designspesifikasjonen er skalerbare langs bare en akse for å passe til formene 0.5 U, 1u, 1.5 U, 2u eller 3U. Alle Standardstørrelsene Til CubeSat er bygget og lansert, og representerer formfaktorene for nesten alle lanserte CubeSats per 2015. Materialer som brukes i strukturen må ha samme koeffisient av termisk ekspansjon som deployer å hindre jamming. Spesielt er tillatte materialer fire aluminiumlegeringer: 7075, 6061, 5005 og 5052. Aluminium som brukes på strukturen som kontakter P-POD må anodiseres for å forhindre kald sveising, og andre materialer kan brukes til strukturen dersom en fraskrivelse oppnås. Utover kald sveising, er ytterligere vurdering satt i materialvalg som ikke alle materialer kan brukes i støvsugere. Strukturer har ofte myke dempere i hver ende, vanligvis laget av gummi, for å redusere effekten av å påvirke andre CubeSats I P-POD.
Fremspring utover de maksimale dimensjonene er tillatt etter standardspesifikasjonen, til maksimalt 6,5 mm utover hver side. Eventuelle fremspring kan ikke forstyrre distribusjonsskinnene og er vanligvis opptatt av antenner og solcellepaneler. I Revisjon 13 Av CubeSat-Designspesifikasjonen ble det definert et ekstra tilgjengelig volum for BRUK PÅ 3u-prosjekter. Det ekstra volumet er muliggjort av plass som vanligvis er bortkastet I p-POD Mk IIIS fjærmekanisme. 3u CubeSats som utnytter plassen er betegnet 3U+ og kan plassere komponenter i et sylindrisk volum sentrert på den ene enden Av CubeSat. Det sylindriske rommet har en maksimal diameter på 6,4 cm og en høyde ikke større enn 3,6 cm, mens det ikke tillater noen økning i masse utover 3US maksimum på 4 kg. Fremdriftssystemer og antenner er de vanligste komponentene som kan kreve ekstra volum, selv om nyttelasten noen ganger strekker seg inn i dette volumet. Avvik fra dimensjons – og massekravene kan fravikes etter søknad og forhandling med lanseringstjenesteleverandøren.
CubeSat-strukturer har ikke alle de samme styrkebekymringene som større satellitter gjør, da de har den ekstra fordelen av distribusjonen som støtter dem strukturelt under lanseringen. Likevel vil Noen CubeSats gjennomgå vibrasjonsanalyse eller strukturanalyse for å sikre at komponenter som IKKE støttes AV P-POD, forblir strukturelt lyd gjennom hele lanseringen. Til tross for at De sjelden gjennomgår analysen som større satellitter gjør, Mislykkes CubeSats sjelden på grunn av mekaniske problemer.
ComputingEdit
Som større satellitter har CubeSats ofte flere datamaskiner som håndterer forskjellige oppgaver parallelt, inkludert holdningskontroll (orientering), strømstyring, nyttelastdrift og primære kontrolloppgaver. COTS holdning kontrollsystemer inkluderer vanligvis sin egen datamaskin, som gjør strømstyringssystemer. Nyttelaster må kunne grensesnitt med den primære datamaskinen for å være nyttig, noe som noen ganger krever bruk av en annen liten datamaskin. Dette kan skyldes begrensninger i den primære datamaskinens evne til å kontrollere nyttelasten med begrensede kommunikasjonsprotokoller, for å forhindre overbelastning av den primære datamaskinen med rådatahåndtering, eller for å sikre at nyttelastets drift fortsetter uavbrutt av romfartøyets andre databehandlingsbehov som kommunikasjon. Likevel kan den primære datamaskinen brukes til nyttelastrelaterte oppgaver, som kan omfatte bildebehandling, dataanalyse og datakomprimering. Oppgaver som den primære datamaskinen vanligvis håndterer, inkluderer delegering av oppgaver til de andre datamaskinene, holdningskontroll (orientering), beregninger for orbitale manøvrer, planlegging og aktivering av aktive termiske kontrollkomponenter. CubeSat-datamaskiner er svært utsatt for stråling, og byggherrer vil ta spesielle skritt for å sikre riktig drift i høy stråling av rom, for eksempel bruk AV ECC RAM. Noen satellitter kan inkludere redundans ved å implementere flere primære datamaskiner, dette kan gjøres på verdifulle oppdrag for å redusere risikoen for oppdragssvikt. Forbruker smartphones har blitt brukt til å beregne i Noen CubeSats, som NASAS PhoneSats.
Holdningskontrollreditt
Holdningskontroll (orientering) for CubeSats er avhengig av miniatyriseringsteknologi uten betydelig ytelsesforringelse. Tumbling oppstår vanligvis så snart En CubeSat er utplassert, på grunn av asymmetriske distribusjonskrefter og bumping med andre CubeSats. Noen CubeSats fungere normalt mens tumbling, men de som krever peker i en bestemt retning eller ikke kan operere trygt mens spinning, må være rambled. Systemer som utfører holdningsbestemmelse og kontroll inkluderer reaksjonshjul, magnetorquers, thrustere, stjernesporere, Solsensorer, Jordsensorer, vinkelhastighetssensorer og GPS-mottakere og antenner. Kombinasjoner av disse systemene er vanligvis sett for å ta hver metodes fordeler og redusere sine mangler. Reaksjonshjul brukes ofte for deres evne til å gi relativt store øyeblikk for en gitt energiinngang, men reaksjonshjulets verktøy er begrenset på grunn av metning, det punktet hvor et hjul ikke kan spinne raskere. Eksempler på CubeSat-reaksjonshjul inkluderer Maryland Aerospace MAI-101 og Sinclair Interplanetary RW-0.03-4. Reaksjonshjul kan desatureres ved bruk av thrustere eller magnetorquers. Thrustere kan gi store øyeblikk ved å formidle et par på romskipet, men ineffektivitet i små fremdriftssystemer fører til at thrustere går tom for drivstoff raskt. Vanligvis finnes på nesten alle CubeSats er magnetorquers som kjører elektrisitet gjennom en solenoid å dra nytte Av Jordens magnetfelt for å produsere en snu øyeblikk. Attitude-kontroll moduler og solcellepaneler vanligvis har innebygde magnetorquers. For CubeSats som bare trenger å detumble, er ingen holdningsbestemmelsesmetode utover en vinkelhastighetssensor eller elektronisk gyroskop nødvendig.
Peker i en bestemt retning er nødvendig For Jordobservasjon, orbital manøvrer, maksimere solenergi, og noen vitenskapelige instrumenter. Nøyaktighet i retningspeking kan oppnås ved å registrere Jorden og dens horisont, Solen eller bestemte stjerner. SINCLAIR Interplanetars SS-411 sun sensor OG ST-16 star tracker har begge applikasjoner For CubeSats og har flyarv. Pumpkin ‘ S Colony I-Buss bruker en aerodynamisk vinge for passiv holdningsstabilisering. Bestemmelse Av En Cubesats plassering kan gjøres ved BRUK AV innebygd GPS, som er relativt dyrt for En CubeSat, eller ved å videresende radarsporingsdata til fartøyet fra Jordbaserte sporingssystemer.
Fremdriftsrediger
CubeSat fremdrift har gjort raske fremskritt i følgende teknologier: kald gass, kjemisk fremdrift, elektrisk fremdrift og solsegl. Den største utfordringen Med CubeSat fremdrift er å forebygge risiko for bæreraketten og dens primære nyttelast samtidig som det gir betydelig kapasitet. Komponenter og metoder som vanligvis brukes i større satellitter er forbudt eller begrenset, Og CubeSat Design Specification (CDS) krever en fraskrivelse for trykksetting over 1.2 standard atmosfærer, over 100 Wh lagret kjemisk energi og farlige materialer. Disse restriksjonene utgjør store utfordringer For CubeSat fremdriftssystemer, da typiske romfremdriftssystemer bruker kombinasjoner av høyt trykk, høy energitetthet og farlige materialer. Utover begrensningene som er fastsatt av lanseringstjenesteleverandører, reduserer ulike tekniske utfordringer ytterligere nytten Av CubeSat-fremdrift. Gimbaled thrust kan ikke brukes i små motorer på grunn av kompleksiteten til gimbaling mekanismer, thrust vectoring må i stedet oppnås ved å skyve asymmetrisk i flere dyse fremdriftssystemer eller ved å endre massesenteret i forhold Til Cubesats geometri med aktiverte komponenter. Små motorer kan heller ikke ha plass til gasspjeldmetoder som tillater mindre enn fullt på trykk, noe som er viktig for presisjonsmanøvrer som rendezvous. CubeSats som krever lengre levetid også dra nytte av fremdriftssystemer, når de brukes for bane holde et fremdriftssystem kan bremse orbital forfall.
kaldgasstrusterrediger
en kaldgasstruster lagrer vanligvis inert gass, som nitrogen, i en trykktank og frigjør gassen gjennom en dyse for å produsere trykk. Drift håndteres av bare en enkelt ventil i de fleste systemer, noe som gjør kald gass til den enkleste nyttige fremdriftsteknologien. Kaldgassfremdriftssystemer kan være veldig trygge siden gassene som brukes ikke trenger å være flyktige eller korroderende, selv om noen systemer velger å ha farlige gasser som svoveldioksid. Denne evnen til å bruke inerte gasser er svært fordelaktig Å CubeSats som de er vanligvis begrenset fra farlige materialer. Dessverre kan bare lav ytelse oppnås med dem, og forhindrer høyimpulsmanøvrer selv i lavmassekubesater. På grunn av denne lave ytelsen er deres bruk i CubeSats for hovedfremdrift begrenset, og designere velger høyere effektivitetssystemer med bare små økninger i kompleksitet. Kaldgassystemer ser oftere bruk I Kuberved holdningskontroll.
Kjemisk fremdrift [rediger / rediger kilde]
Kjemiske fremdriftssystemer bruker en kjemisk reaksjon for å produsere en høytrykksgass med høy temperatur som akselererer ut av en dyse. Kjemisk drivmiddel kan være flytende, fast eller en hybrid av begge. Flytende drivmidler kan være en monopropellant passert gjennom en katalysator, eller bipropellant som forbrenner en oksidant og et drivstoff. Fordelene med monopropellanter er relativt lav-kompleksitet / høy-thrust utgang, lave strømkrav og høy pålitelighet. Monopropellant motorer har en tendens til å ha høy skyvekraft mens resterende relativt enkel, som også gir høy pålitelighet. Disse motorene er praktiske For CubeSats på grunn av deres lave effektbehov og fordi deres enkelhet gjør at de kan være svært små. Små hydrazindrevne motorer har blitt utviklet, men kan kreve et frafall for å fly på grunn av restriksjoner på farlige kjemikalier som er angitt i CubeSat-Designspesifikasjonen. Sikrere kjemiske drivmidler som ikke ville kreve farlige kjemiske fritak blir utviklet, for EKSEMPEL AF-M315 (hydroxylammonium nitrat)som motorer blir eller har blitt designet. En «Vannelektrolyse Thruster» er teknisk et kjemisk fremdriftssystem, da det brenner hydrogen og oksygen som det genererer ved elektrolyse av vann i bane.
Elektrisk fremdriftsrediger
CubeSat elektrisk fremdrift bruker vanligvis elektrisk energi for å akselerere drivstoff til høy hastighet, noe som resulterer i høy spesifikk impuls. Mange av disse teknologiene kan gjøres små nok til bruk i nanosatellitter, og flere metoder er i utvikling. Typer elektrisk fremdrift som for tiden blir designet for Bruk i CubeSats inkluderer Hall-effekt thrusters, ion thrusters, pulserende plasma thrusters, electrospray thrusters og resistojets. Flere bemerkelsesverdige CubeSat-oppdrag planlegger å bruke elektrisk fremdrift, for EKSEMPEL NASAS Lunar IceCube. Den høye effektiviteten forbundet med elektrisk fremdrift kan tillate CubeSats å drive seg til Mars. Elektriske fremdriftssystemer er dårlige i deres bruk av kraft, noe som krever At CubeSat har større solceller, mer komplisert kraftfordeling og ofte større batterier. Videre kan mange elektriske fremdriftsmetoder fortsatt kreve trykktanker for å lagre drivstoff, noe som er begrenset av CubeSat-Designspesifikasjonen.
ESTCube-1 brukte et elektrisk solvindseil, som er avhengig av et elektromagnetisk felt for å fungere som et seil i stedet for et solidt materiale. Denne teknologien brukte et elektrisk felt for å avlede protoner fra solvind for å produsere trykk. Det ligner på en elektrodynamisk tether i at håndverket bare trenger å levere strøm til å fungere.
Solseilrediger
solsegl (også kalt lyssegl eller fotonsegl) er en form for romfartøyets fremdrift ved hjelp av strålingstrykket (også kalt soltrykk) fra stjerner for å presse store ultratynne speil til høye hastigheter, uten behov for drivstoff. Kraft fra et solseil skalerer med seilens område, dette gjør seil godt egnet til Bruk I CubeSats, da deres lille masse resulterer i større akselerasjon for et gitt solseilområde. Imidlertid må solseglene fortsatt være ganske store i forhold til satellitten, noe som betyr at nyttige solsegler må distribueres, og legger til mekanisk kompleksitet og en potensiell feilkilde. Denne fremdriftsmetoden er den eneste som ikke er plaget med begrensninger fastsatt Av CubeSat-Designspesifikasjonen, da Den ikke krever høyt trykk, farlige materialer eller betydelig kjemisk energi. Få CubeSats har ansatt et solsegl som hovedfremdrift og stabilitet i dypt rom, inkludert 3U NanoSail-D2 lansert i 2010, Og LightSail-1 I Mai 2015.
CubeSail tester for tiden i bane et 260 meter (850 ft) langt, 20 m2 (220 sq ft) solseilbånd utvidet mellom to CubeSats, som vil informere designet for et mye større konsept kalt UltraSail heliogyro. LightSail-2 ble vellykket utplassert på En Falcon Heavy-rakett i 2019, mens minst En CubeSat som planlegger å starte på Space Launch Systems første flytur (Artemis 1) I 2021 er satt til å bruke et solsegl: Nær-Jorden Asteroide Scout (NEA Scout).
Strømrediger
CubeSats bruker solceller til å konvertere sollys til elektrisitet som deretter lagres i oppladbare litiumionbatterier som gir strøm under formørkelse, så vel som under topplast. Disse satellittene har et begrenset overflateareal på sine yttervegger for solceller, og må deles effektivt med andre deler, for eksempel antenner, optiske sensorer, kameralinse, fremdriftssystemer og tilgangsporter. Litium-ion-batterier har høye energi-til-masse-forhold, noe som gjør dem godt egnet til bruk på massebegrensede romfartøy. Batterilading og utladning håndteres vanligvis av et dedikert elektrisk kraftsystem (EPS). Batterier har noen ganger varmeovner for å hindre at batteriet når farlig lave temperaturer, noe som kan føre til feil på batteriet og oppdraget.
hastigheten som batteriene forfall avhenger av antall sykluser som de er ladet og utladet, samt dybden av hver utladning: jo større gjennomsnittlig utladningsdybde, desto raskere nedbrytes et batteri. FOR LEO-oppdrag kan antall utslippssykluser forventes å være i størrelsesorden flere hundre.
hvis det skjer at romfartøyet blir sendt inn i en solsynkron bane, vil mengden formørkelsestid synke, noe som gir færre avbrudd av kontinuerlig solstråling for PV-cellene og dermed redusere batterikapasitetskravene. I LEO sun-synkrone baner, derimot, romfartøyet vil ikke alltid oppleve sollys, og så avhengig av tid på året, romfartøyet kan trenge å få høyde for å igjen være i siktelinjen til solen. På grunn av størrelse og vektbegrensninger har vanlige CubeSats som flyr I LEO med kroppsmonterte solcellepaneler generert mindre enn 10 W. Oppdrag med høyere effektbehov kan gjøre bruk av holdningskontroll for å sikre at solcellepanelene forblir i sin mest effektive orientering mot Solen, og ytterligere kraftbehov kan oppfylles gjennom tillegg og orientering av utplasserte solarrayer. Nylige innovasjoner inkluderer ytterligere fjærbelastede solarrayer som distribueres så snart satellitten er utgitt, samt arrays som har termiske knivmekanismer som vil distribuere panelene når de blir befalt. CubeSats kan ikke drives mellom lansering og distribusjon, og må ha en fjern-før-fly pin som kutter all strøm for å hindre drift under lasting INN I P-POD. I tillegg aktiveres en distribusjonsbryter mens fartøyet lastes inn I EN P-POD, kutte strøm til romfartøyet og deaktiveres etter å ha forlatt P-POD.
Telekommunikasjonerrediger
Den lave prisen På CubeSats har gitt enestående tilgang til plass til mindre institusjoner og organisasjoner, men for De fleste CubeSat-former er rekkevidden og tilgjengelig kraft begrenset til CA 2W for kommunikasjonsantennene.
på grunn av tumbling og lavt strømområde er radiokommunikasjon en utfordring. Mange CubeSats bruker en rundstrålende monopol eller dipolantenne bygget med kommersielt målebånd. For mer krevende behov tilbyr noen selskaper antenner med høy gevinst For CubeSats, men deres distribusjons-og pekesystemer er betydelig mer komplekse. FOR eksempel utvikler MIT og JPL en oppblåsbar parabolantenne med et nyttig utvalg Til Månen, men ser ut til å være dårlig effektiv. JPL har vellykket utviklet X-band og Ka-band high-gain antenner For MarCO og Radar i En CubeSat (RaInCube) oppdrag.
AntennasEdit
Tradisjonelt Bruker Cubesats Med Lav Jordbane antenner til kommunikasjonsformål VED UHF og S-bånd. For å dra lenger i solsystemet, er det nødvendig med større antenner som er kompatible med Deep Space Network (X-band og Ka-band). Jpls ingeniører utviklet flere deployerbare high-gain antenner kompatible MED 6u-klasse CubeSats for MarCO og Near-Earth Asteroid Scout. Jpls ingeniører har også utviklet en 0,5 m mesh reflektorantenne som opererer På Ka-band og kompatibel med DSN som bretter seg i et 1,5 U oppbevaringsvolum. For MarCO designet jpls antenneingeniører Et Foldet Panel Reflectarray (FPR) for å passe på EN 6u Cubesat-buss og støtter x-band Mars-To-Earth telekommunikasjon ved 8kbit/s VED 1AU.
Termisk styringrediger
Forskjellige CubeSat-komponenter har forskjellige akseptable temperaturområder, utover hvilke de kan bli midlertidig eller permanent ubrukelige. Satellitter i bane oppvarmes av strålingsvarme som sendes direkte fra Solen og reflekteres fra Jorden, samt varme generert av fartøyets komponenter. CubeSats må også avkjøles ved å utstråle varme enten i rommet eller inn i den kjøligere Jordoverflaten, hvis den er kjøligere enn romfartøyet. Alle disse strålingsvarmekildene og vasker er ganske konstante og veldig forutsigbare, så lenge Cubesats bane og formørkelsestid er kjent.
Komponenter som brukes for å sikre at temperaturkravene er oppfylt i CubeSats, inkluderer flerlags isolasjon og varmeovner for batteriet. Andre romfartøys termiske kontrollteknikker i små satellitter inkluderer spesifikk komponentplassering basert på forventet termisk utgang av disse komponentene og, sjelden, distribuerte termiske enheter som lameller. Analyse og simulering av romfartøyets termiske modell er en viktig avgjørende faktor ved bruk av termiske styringskomponenter og teknikker. CubeSats med spesielle termiske bekymringer, ofte forbundet med visse distribusjonsmekanismer og nyttelast, kan testes i et termisk vakuumkammer før lansering. Slike tester gir en større grad av sikkerhet enn full størrelse satellitter kan motta, siden CubeSats er små nok til å passe inn i et termisk vakuumkammer i sin helhet. Temperatursensorer er vanligvis plassert på Forskjellige CubeSat-komponenter, slik at det kan treffes tiltak for å unngå farlige temperaturområder, for eksempel omorientering av fartøyet for å unngå eller introdusere direkte termisk stråling til en bestemt del, slik at den kan avkjøles eller varme.
CostsEdit
CubeSat danner et kostnadseffektivt uavhengig middel for å få en nyttelast i bane. Etter forsinkelser fra lavkoststartere som Interorbital Systems, har lanseringsprisene vært rundt $100 000 per enhet, men nyere operatører tilbyr lavere priser.
Noen CubeSats har kompliserte komponenter eller instrumenter, for Eksempel LightSail-1, som presser byggekostnadene til millioner, men en grunnleggende 1u CubeSat kan koste rundt $50 000 for å konstruere, Slik At CubeSats er et levedyktig alternativ for noen skoler og universiteter; samt små bedrifter å utvikle CubeSats til kommersielle formål.