CubeSat-specifikationen uppnår flera mål på hög nivå. Den främsta orsaken till miniatyrisering av satelliter är att minska kostnaden för utplacering: de är ofta lämpliga för lansering i multiplar, med hjälp av överkapacitet hos större lanseringsfordon. CubeSat-designen minimerar specifikt risken för resten av lanseringsfordonet och nyttolasterna. Inkapsling av launcher-payload-gränssnittet tar bort den mängd arbete som tidigare skulle krävas för att para en piggyback-satellit med sin launcher. Enande mellan nyttolast och bärraketer möjliggör snabb utbyte av nyttolast och utnyttjande av lanseringsmöjligheter med kort varsel.
Standard CubeSats består av 10 10 10 11,35 cm enheter som är utformade för att ge 10 10 10 10 cm eller 1 liter användbar volym medan den inte väger mer än 1,33 kg (2,9 lb) per enhet. Den minsta standardstorleken är 1U, medan 3U + består av tre enheter staplade i längdriktningen med en ytterligare cylinder med 6,4 cm diameter centrerad på långaxeln och sträcker sig 3,6 cm bortom ett ansikte. Aerospace Corporation har konstruerat och lanserat två mindre Formkubesats på 0,5 U för strålningsmätning och teknisk demonstration.
eftersom nästan alla CubeSats är 10 10 cm (oavsett längd) kan de alla lanseras och distribueras med hjälp av ett gemensamt distributionssystem som kallas en Poly-PicoSatellite Orbital Deployer (P-POD), utvecklad och byggd av Cal Poly.
inga elektronikformfaktorer eller kommunikationsprotokoll specificeras eller krävs av CubeSat-designspecifikationen, men COTS-hårdvara har konsekvent utnyttjat vissa funktioner som många behandlar som standarder i CubeSat-Elektronik. De flesta barnsängar och specialdesignad Elektronik passar i form av PC/104, som inte var avsedd för CubeSats men presenterar en 90 96 mm-profil som gör att det mesta av rymdfarkostens volym kan upptas. Tekniskt sett är PCI-104-formen den variant av PC/104 som används och den faktiska pinout som används återspeglar inte den pinout som anges i PCI-104-standarden. Stackthrough-kontakter på brädorna möjliggör enkel montering och elektrisk gränssnitt och de flesta tillverkare av CubeSat electronics hardware håller på samma signalarrangemang, men vissa produkter gör det inte, så försiktighet måste vidtas för att säkerställa konsekvent signal-och kraftarrangemang för att förhindra skador.
försiktighet måste vidtas vid elektronikval för att säkerställa att enheterna tål den strålning som finns. För mycket låga jordbanor (LEO) där atmosfärisk återinträde skulle inträffa på bara dagar eller veckor, kan strålning till stor del ignoreras och standard elektronik för konsumentkvalitet kan användas. Konsumentelektroniska enheter kan överleva LEO-strålning för den tiden eftersom chansen för en enda händelse upprörd (SEU) är mycket låg. Rymdfarkoster i en långvarig låg jordbana som varar månader eller år är i fara och endast flyghårdvara designad för och testad i bestrålade miljöer. Uppdrag bortom låg jordbana eller som skulle förbli i låg jordbana i många år måste använda strålningshärdade enheter. Ytterligare överväganden görs för drift i högt vakuum på grund av effekterna av sublimering, utgasning och metallhår, vilket kan leda till uppdragsfel.
olika klassificeringar används för att kategorisera sådana miniatyrsatelliter baserat på massa. 1U CubeSats tillhör genren av picosatelliter.
- minisatellit (100-500 kg)
- mikrosatellit (10-100 kg)
- Nanosatellit (1-10 kg)
- Pikosatellit (0,1–1 kg)
- Femtosatellit (0, 01–0.1 kg)
under de senaste åren har större CubeSat-plattformar utvecklats, oftast 6U (10 20 20 30 cm eller 12 24 36 cm) och 12U (20x20x30 cm eller 24x24x36 cm), för att utöka kapaciteten hos CubeSats utöver akademiska och tekniska valideringsapplikationer och till mer komplexa vetenskapliga och nationella försvarsmål.
under 2014 lanserades två 6U Perseus-m CubeSats för sjöövervakning, den största hittills. 2018-lanseringen av InSight lander till Mars inkluderade två 6U CubeSats som heter Mars Cube One (MarCO).
de flesta CubeSats bär ett eller två vetenskapliga instrument som deras primära uppdrag nyttolast.
StructureEdit
antalet sammanfogade enheter klassificerar storleken på CubeSats och enligt CubeSat – designspecifikationen är skalbara längs endast en axel för att passa formerna 0.5 U, 1u, 1.5 U, 2U eller 3U. alla standardstorlekar av CubeSat har byggts och lanserats och representerar formfaktorerna för nästan alla lanserade CubeSats från och med 2015. Material som används i strukturen måste ha samma värmeutvidgningskoefficient som utbyggaren för att förhindra störning. Specifikt är tillåtna material fyra aluminiumlegeringar: 7075, 6061, 5005 och 5052. Aluminium som används på strukturen som kommer i kontakt med P-POD måste anodiseras för att förhindra kallsvetsning, och andra material kan användas för strukturen om ett undantag erhålls. Utöver kallsvetsning tas ytterligare hänsyn till materialval eftersom inte alla material kan användas i dammsugare. Strukturer har ofta mjuka spjäll i varje ände, vanligtvis gjorda av gummi, för att minska effekterna av att påverka andra CubeSats i P-POD.
utsprång utöver de maximala dimensionerna tillåts enligt standardspecifikationen, till högst 6,5 mm bortom varje sida. Eventuella utsprång kan inte störa utplaceringsskenorna och upptas vanligtvis av antenner och solpaneler. I Revision 13 av CubeSat – designspecifikationen definierades en extra tillgänglig volym för användning på 3U-projekt. Den extra volymen möjliggörs av utrymme som vanligtvis slösas bort i p-POD Mk III: s fjädermekanism. 3U CubeSats som utnyttjar utrymmet betecknas 3U+ och kan placera komponenter i en cylindrisk volym centrerad i ena änden av CubeSat. Det cylindriska utrymmet har en maximal diameter på 6,4 cm och en höjd som inte är större än 3,6 cm samtidigt som det inte tillåter någon ökning av massan utöver 3U: s maximala 4 kg. Framdrivningssystem och antenner är de vanligaste komponenterna som kan kräva ytterligare volym, även om nyttolasten ibland sträcker sig in i denna volym. Avvikelser från DIMENSIONS-och masskraven kan frångås efter tillämpning och förhandling med lanseringstjänstleverantören.
CubeSat-strukturer har inte samma styrka som större satelliter, eftersom de har den extra fördelen att deployern stöder dem strukturellt under lanseringen. Ändå kommer vissa CubeSats att genomgå vibrationsanalys eller strukturell analys för att säkerställa att komponenter som inte stöds av P-POD förblir strukturellt ljud under hela lanseringen. Trots att de sällan genomgår analysen som större satelliter gör, misslyckas CubeSats sällan på grund av mekaniska problem.
ComputingEdit
liksom större satelliter har CubeSats ofta flera datorer som hanterar olika uppgifter parallellt inklusive attitydkontroll (orientering), energihantering, nyttolastoperation och primära kontrolluppgifter. COTS attitydkontrollsystem inkluderar vanligtvis sin egen dator, liksom energihanteringssystemen. Nyttolast måste kunna samverka med den primära datorn för att vara användbar, vilket ibland kräver användning av en annan liten dator. Detta kan bero på begränsningar i den primära datorns förmåga att styra nyttolasten med begränsade kommunikationsprotokoll, för att förhindra överbelastning av den primära datorn med rådata hantering, eller för att säkerställa nyttolastens drift fortsätter oavbruten av rymdfarkostens andra datorbehov som kommunikation. Ändå kan den primära datorn användas för nyttolastrelaterade uppgifter, som kan inkludera bildbehandling, dataanalys och datakomprimering. Uppgifter som den primära datorn vanligtvis hanterar inkluderar delegering av uppgifter till de andra datorerna, attitydkontroll (orientering), beräkningar för orbitalmanövrer, schemaläggning och aktivering av aktiva termiska kontrollkomponenter. CubeSat datorer är mycket känsliga för strålning och byggare kommer att vidta särskilda åtgärder för att säkerställa korrekt drift i den höga strålningen i rymden, såsom användning av ECC RAM. Vissa satelliter kan innehålla redundans genom att implementera flera primära datorer, detta kan göras på värdefulla uppdrag för att minska risken för uppdragsfel. Konsumentsmartphones har använts för beräkning i vissa CubeSats, till exempel NASAs PhoneSats.
Attitydkontroll
Attitydkontroll (orientering) för CubeSats bygger på miniatyriserande teknik utan betydande prestandaförsämring. Tumbling inträffar vanligtvis så snart en CubeSat utplaceras på grund av asymmetriska utplaceringskrafter och stöta med andra CubeSats. Vissa CubeSats fungerar normalt medan de tumlar, men de som behöver peka i en viss riktning eller inte kan fungera säkert när de snurrar, måste detubleras. System som utför attitydbestämning och kontroll inkluderar reaktionshjul, magnetorquers, thrusters, stjärnspårare, Solsensorer, Jordsensorer, vinkelhastighetssensorer och GPS-mottagare och antenner. Kombinationer av dessa system ses vanligtvis för att ta varje metods fördelar och mildra deras brister. Reaktionshjul används vanligtvis för sin förmåga att ge relativt stora ögonblick för en viss energiinmatning, men reaktionshjulets användbarhet är begränsad på grund av mättnad, den punkt där ett hjul inte kan snurra snabbare. Exempel på CubeSat-reaktionshjul inkluderar Maryland Aerospace MAI-101 och Sinclair interplanetära RW-0.03-4. Reaktionshjul kan desmättas med användning av thrusters eller magnetorquers. Thrusters kan ge stora stunder genom att ge ett par på rymdfarkosten men ineffektivitet i små framdrivningssystem orsakar thrusters att ta slut på bränsle snabbt. Vanligt förekommande på nästan alla CubeSats är magnetorquers som driver elektricitet genom en solenoid för att dra nytta av jordens magnetfält för att producera ett vridmoment. Attitydkontrollmoduler och solpaneler har vanligtvis inbyggda magnetorquers. För CubeSats som bara behöver detumble är ingen inställningsbestämningsmetod utöver en vinkelhastighetssensor eller elektroniskt gyroskop nödvändigt.
att peka i en specifik riktning är nödvändigt för jordobservation, orbitalmanövrer, maximering av solenergi och vissa vetenskapliga instrument. Riktningspekningsnoggrannhet kan uppnås genom att känna av jorden och dess horisont, solen eller specifika stjärnor. Sinclair Interplanetary SS – 411 solsensor och ST-16 star tracker har båda applikationer för CubeSats och har flygarv. Pumpas koloni i-buss använder en aerodynamisk vinge för passiv attitydstabilisering. Bestämning av en CubeSats plats kan göras genom användning av GPS ombord, vilket är relativt dyrt för en CubeSat, eller genom att vidarebefordra radarspårningsdata till farkosten från jordbaserade spårningssystem.
PropulsionEdit
CubeSat propulsion har gjort snabba framsteg inom följande tekniker: kall gas, kemisk framdrivning, elektrisk framdrivning och solsegel. Den största utmaningen med CubeSat framdrivning är att förhindra risk för bärraketen och dess primära nyttolast samtidigt som den ger betydande kapacitet. Komponenter och metoder som vanligtvis används i större satelliter är otillåtna eller begränsade, och CubeSat Design Specification (CDS) kräver ett undantag för trycksättning över 1.2 standardatmosfärer, över 100 Wh lagrad kemisk energi och farliga material. Dessa begränsningar utgör stora utmaningar för CubeSat-framdrivningssystem, eftersom typiska rymdframdrivningssystem använder kombinationer av höga tryck, hög energitäthet och farliga material. Utöver de begränsningar som anges av lanseringstjänstleverantörer minskar olika tekniska utmaningar ytterligare användbarheten av CubeSat-framdrivning. Gimbaled thrust kan inte användas i små motorer på grund av komplexiteten hos gimbalingmekanismer, tryckvektorering måste istället uppnås genom att trycka asymmetriskt i framdrivningssystem med flera munstycken eller genom att ändra masscentrum i förhållande till CubeSats geometri med aktiverade komponenter. Små motorer får inte heller ha utrymme för strypningsmetoder som tillåter mindre än helt på dragkraft, vilket är viktigt för precisionsmanövrer som rendezvous. CubeSats som kräver längre livslängd drar också nytta av framdrivningssystem, när de används för bana som håller ett framdrivningssystem kan bromsa orbitalförfall.
kall gas thrustersEdit
en kall gaspropeller lagrar vanligtvis inert gas, såsom kväve, i en trycksatt tank och släpper ut gasen genom ett munstycke för att producera dragkraft. Drift hanteras av bara en enda ventil i de flesta system, vilket gör kall gas till den enklaste användbara framdrivningstekniken. Kallgasframdrivningssystem kan vara mycket säkra eftersom de använda gaserna inte behöver vara flyktiga eller frätande, även om vissa system väljer att innehålla farliga gaser som svaveldioxid. Denna förmåga att använda inerta gaser är mycket fördelaktig för CubeSats eftersom de vanligtvis är begränsade från farliga material. Tyvärr kan endast låg prestanda uppnås med dem, vilket förhindrar höga impulsmanövrer även i Lågmassakuber. På grund av denna låga prestanda är deras användning i CubeSats för huvuddrivning begränsad och designers väljer högre effektivitetssystem med endast mindre komplexitetsökningar. Kallgassystem ser oftare användning i CubeSat attitydkontroll.
kemisk framdrivningsedit
kemiska framdrivningssystem använder en kemisk reaktion för att producera en högtrycksgas med hög temperatur som accelererar ut ur ett munstycke. Kemiskt drivmedel kan vara flytande, fast eller en hybrid av båda. Flytande drivmedel kan vara en monopropellant passerade genom en katalysator, eller bipropellant som förbränner ett oxidationsmedel och ett bränsle. Fördelarna med monopropellanter är relativt låg komplexitet / högtrycksutgång, låga effektkrav och hög tillförlitlighet. Monopropellantmotorer tenderar att ha hög dragkraft medan de förblir relativt enkla, vilket också ger hög tillförlitlighet. Dessa motorer är praktiska för CubeSats på grund av deras låga effektbehov och eftersom deras enkelhet gör att de kan vara mycket små. Små hydrazindrivna motorer har utvecklats, men kan kräva ett undantag för att flyga på grund av begränsningar av farliga kemikalier som anges i CubeSat-designspecifikationen. Säkrare kemiska drivmedel som inte skulle kräva farliga kemiska undantag utvecklas, såsom AF-M315 (hydroxylammoniumnitrat) för vilka motorer är eller har konstruerats. En” Vattenelektrolyspropeller ” är tekniskt ett kemiskt framdrivningssystem, eftersom det bränner väte och syre som det genererar genom elektrolys av vatten i omloppsbana.
elektrisk framdrivningredigera
CubeSat elektrisk framdrivning använder vanligtvis elektrisk energi för att accelerera drivmedlet till hög hastighet, vilket resulterar i hög specifik impuls. Många av dessa tekniker kan göras tillräckligt små för användning i nanosatelliter, och flera metoder är under utveckling. Typer av elektrisk framdrivning som för närvarande är konstruerad för användning i CubeSats inkluderar Hall-effektpropellrar, jonpropellrar, pulserade plasmapropellrar, elektrospraypropellrar och resistojets. Flera anmärkningsvärda CubeSat-uppdrag planerar att använda elektrisk framdrivning, såsom NASAs Lunar IceCube. Den höga effektiviteten i samband med elektrisk framdrivning kan tillåta CubeSats att driva sig till Mars. Elektriska framdrivningssystem är missgynnade i sin användning av kraft, vilket kräver att CubeSat har större solceller, mer komplicerad kraftfördelning och ofta större batterier. Dessutom kan många elektriska framdrivningsmetoder fortfarande kräva trycksatta tankar för att lagra drivmedel, vilket begränsas av CubeSat-designspecifikationen.
ESTCube-1 använde ett elektriskt solvindssegel, som förlitar sig på ett elektromagnetiskt fält för att fungera som ett segel istället för ett fast material. Denna teknik använde ett elektriskt fält för att avleda protoner från solvind för att producera dragkraft. Det liknar en elektrodynamisk bindning genom att hantverket bara behöver leverera el för att fungera.
Solar sailEdit
Solar segel (även kallad lätta segel eller foton segel) är en form av rymdfarkoster framdrivning med hjälp av strålningstrycket (även kallat soltryck) från stjärnor för att driva stora ultratunna speglar till höga hastigheter, vilket inte kräver något drivmedel. Kraft från en sol segel skalor med seglet område, detta gör segel väl lämpade för användning i CubeSats som deras liten massa resulterar i större acceleration för en given sol segel område. Solseglar måste dock fortfarande vara ganska stora jämfört med satelliten, vilket innebär att Användbara solseglar måste sättas in, vilket ger mekanisk komplexitet och en potentiell källa till misslyckande. Denna framdrivningsmetod är den enda som inte plågas av begränsningar som fastställs av CubeSat-designspecifikationen, eftersom den inte kräver höga tryck, farliga material eller betydande kemisk energi. Få CubeSats har använt ett solsegel som sin huvudsakliga framdrivning och stabilitet i djupt utrymme, inklusive 3U NanoSail-D2 som lanserades 2010 och LightSail-1 i maj 2015.
CubeSail testar för närvarande i omlopp ett 260 meter (850 fot) långt, 20 m2 (220 kvm) solsegelband som sträcker sig mellan två CubeSats, som kommer att informera designen för ett mycket större koncept som heter UltraSail heliogyro. LightSail – 2 framgångsrikt utplacerad på en Falcon Heavy-raket 2019, medan minst en CubeSat som planerar att starta på Space Launch-systemets första flygning (Artemis 1) 2021 är inställd på att använda ett solsegel: Asteroid Scout (NEA Scout) nära jorden.
Powerredigera
CubeSats använder solceller för att omvandla solljus till el som sedan lagras i uppladdningsbara litiumjonbatterier som ger ström under förmörkelse samt under toppbelastningstider. Dessa satelliter har en begränsad yta på sina ytterväggar för montering av solceller och måste effektivt delas med andra delar, såsom antenner, optiska sensorer, kameralins, framdrivningssystem och åtkomstportar. Litiumjonbatterier har höga energi-till-mass-förhållanden, vilket gör dem väl lämpade att använda på massbegränsade rymdfarkoster. Batteriladdning och urladdning hanteras vanligtvis av ett dedikerat elsystem (EPS). Batterier har ibland värmare för att förhindra att batteriet når farligt låga temperaturer som kan orsaka batteri-och uppdragsfel.
den hastighet med vilken batterierna sönderfaller beror på antalet cykler för vilka de laddas och urladdas, liksom djupet för varje urladdning: ju större det genomsnittliga urladdningsdjupet desto snabbare försämras ett batteri. För LEO-uppdrag kan antalet urladdningscykler förväntas vara i storleksordningen flera hundra.
om det händer att rymdfarkosten lanseras i en solsynkron bana, kommer mängden förmörkelsetid att minska, vilket möjliggör färre avbrott av kontinuerlig solbestrålning för PV-cellerna och därmed minskar batterikapacitetskraven. I LEO sun-synkrona banor kommer dock rymdfarkosten inte alltid att uppleva solljus, och beroende på årstid kan rymdfarkosten behöva få höjd för att återigen vara i siktlinjen mot solen. På grund av storlek och viktbegränsningar har vanliga CubeSats som flyger i LEO med kroppsmonterade solpaneler genererat mindre än 10 W. Uppdrag med högre effektbehov kan använda attitydkontroll för att säkerställa att solpanelerna förblir i sin mest effektiva orientering mot solen, och ytterligare kraftbehov kan tillgodoses genom tillägg och orientering av utplacerade solpaneler. Nya innovationer inkluderar ytterligare fjäderbelastade solpaneler som distribueras så snart satelliten släpps, liksom matriser som har termiska knivmekanismer som skulle distribuera panelerna när de beordras. CubeSats får inte drivas mellan lansering och distribution, och måste ha en ta bort-före-flygning stift som skär all ström för att förhindra drift under lastning i P-POD. Dessutom aktiveras en utplaceringsbrytare medan farkosten laddas i en P-POD, skärkraft till rymdfarkosten och inaktiveras efter att ha lämnat P-POD.
Telekommunikationredigera
den låga kostnaden för CubeSats har möjliggjort oöverträffad tillgång till utrymme för mindre institutioner och organisationer, men för de flesta CubeSat-former är utbudet och tillgänglig effekt begränsad till cirka 2W för sina kommunikationsantenner.
på grund av tumlande och lågt effektområde är radiokommunikation en utmaning. Många CubeSats använder en rundstrålande monopole eller dipolantenn byggd med kommersiell måttband. För mer krävande behov erbjuder vissa företag antenner med hög förstärkning för CubeSats, men deras utplacerings-och pekningssystem är betydligt mer komplexa. Till exempel utvecklar MIT och JPL en uppblåsbar skålantenn med ett användbart intervall till månen men verkar vara dåligt effektiv. JPL har framgångsrikt utvecklat X-band och Ka-band hög gain antenner för MarCO och Radar i en CubeSat (RaInCube) uppdrag.
AntennasEdit
traditionellt använder låg jordbana Cubesats antenner för kommunikationsändamål vid UHF och S-band. För att våga längre i solsystemet krävs större antenner som är kompatibla med Deep Space Network (X-band och Ka-band). JPL: s ingenjörer utvecklade flera distribuerbara högförstärkningsantenner kompatibla med 6U-klass CubeSats för MarCO och Asteroid Scout nära jorden. JPL: s ingenjörer har också utvecklat en 0.5 m mesh reflektorantenn som arbetar vid Ka-bandet och kompatibel med DSN som viks i en 1.5 U stuvningsvolym. För MarCO designade JPL: s antenningenjörer en vikad Panel Reflectarray (FPR) för att passa på en 6U Cubesat-buss och stöder X-band Mars-to-Earth telekommunikation vid 8kbit/s vid 1AU.
Thermal managementEdit
olika CubeSat-komponenter har olika acceptabla temperaturintervall, utöver vilka de kan bli tillfälligt eller permanent oanvändbara. Satelliter i omlopp värms upp av strålningsvärme som emitteras direkt från solen och reflekteras från jorden, liksom värme som genereras av fartygets komponenter. CubeSats måste också svalna genom att utstråla värme antingen i rymden eller i den svalare jordytan, om den är kallare än rymdfarkosten. Alla dessa strålningsvärmekällor och sänkor är ganska konstanta och mycket förutsägbara, så länge CubeSats bana och förmörkelsestid är kända.
komponenter som används för att säkerställa att temperaturkraven uppfylls i CubeSats inkluderar flerskiktsisolering och värmare för batteriet. Andra termiska styrtekniker för rymdfarkoster i små satelliter inkluderar specifik komponentplacering baserad på förväntad termisk effekt av dessa komponenter och, sällan, utplacerade termiska enheter såsom lameller. Analys och simulering av rymdfarkostens termiska modell är en viktig avgörande faktor vid tillämpning av termiska hanteringskomponenter och tekniker. CubeSats med speciella termiska problem, ofta förknippade med vissa distributionsmekanismer och nyttolaster, kan testas i en termisk vakuumkammare före lansering. Sådan testning ger en större grad av säkerhet än fullstora satelliter kan ta emot, eftersom CubeSats är tillräckligt små för att passa inuti en termisk vakuumkammare i sin helhet. Temperaturgivare placeras vanligtvis på olika CubeSat-komponenter så att åtgärder kan vidtas för att undvika farliga temperaturområden, såsom omorientering av farkosten för att undvika eller införa direkt termisk strålning till en viss del, vilket gör det möjligt att kyla eller värma.
CostsEdit
CubeSat utgör ett kostnadseffektivt oberoende sätt att få en nyttolast i omlopp. Efter förseningar från billiga lanseringar som Interorbitala System har lanseringspriserna varit cirka 100 000 dollar per enhet, men nyare operatörer erbjuder lägre prissättning.
vissa CubeSats har komplicerade komponenter eller instrument, såsom LightSail-1, som driver sin byggkostnad till miljoner, men en grundläggande 1u CubeSat kan kosta cirka 50 000 dollar för att konstruera så CubeSats är ett genomförbart alternativ för vissa skolor och universitet; såväl som småföretag att utveckla CubeSats för kommersiella ändamål.