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我看到新闻说大学俱乐部也在制作 CubeSat。那个 10cm 的小盒子真的能进行观测和通信吗？从电力上看似乎很困难……
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是的，这正是 CubeSat 设计中最大的问题所在。1U（10×10×10cm，约 1.33kg）这样的小盒子要装下姿态控制、通信、观测设备，电源只能靠机体侧面的太阳电池。所以最初必须做的是「功率预算（Power Budget）」。将发电量和消费功率逐个积累，调查轨道平均是否有余裕。如果这是赤字，再高性能的观测设备上轨后也无法运行。
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左边默认设置「3U·效率 29%·4 个面板」时，机体面板发电约 12 W，但轨道平均只有 7.8 W。为什么会下降这么多？
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有 2 个原因。第一是「机体面安装的几何效应」，旋转的盒子侧面总是只有一半朝向太阳。回转平均得到受光因子 1/π ≒ 0.318 倍。第二是「食」。低轨道 1 周期 90 分钟中约 35% 处于地球阴影中。所以 12 W × (1 − 0.35) ≒ 7.8 W，发电量就这样减少了。如果用展开面板进行日光追踪，效率可达约 0.9 倍，比机体面的效率高一倍以上。
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食时间中不能做任何事情吗？用电的设备都要停止？
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这时就需要储能电池。白天多余的电力充进电池，食时间就用它来供应全部负荷。所以所需储能电池容量由 E_batt = P_load × t_eclipse / η_batt 决定。默认条件下食时间为 0.54 小时（≒ 32 分钟），3.5 W × 0.54 / 0.88 ≒ 2.14 Wh，7.4V Li-ion 电池组只需约 290mAh 就足够了。不过实机中为了延长寿命会将放电深度（DOD）控制在 30～50%，所以通常会选择 600～1000mAh 级别的电池。
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电力余裕（边际值）应该保留多少？右上的判定显示「30% 以上为 OK」，但 3 位数的余裕（123%）不是有点过头了吗？
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问得好。默认的 123% 是因为「机体面 4 个、3U、低消费有效负荷」这种相当富裕的基础设置。实机中会加上高功率放大器（发射时 8～10W）、推进系统（电热式 5～20W）、观测设备同时启动等。NASA / ESA 指南建议 PDR 阶段 EOL 边际值 30% 以上，CDR 20% 以上。本工具是 BOL（理想值），考虑辐射衰减和姿态误差，工具中最低应保证 30～50% 的余裕。反过来如果余裕太多，说明可以减少太阳电池以节约质量预算，或者可以装更高功率的任务设备。
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那大学卫星实际出现电力不足是什么失败模式最多呢？
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经典的有 3 种：「姿态控制失败导致无法指向太阳，发电量只有预计的一半」、「Li-ion 电池在低温（-20℃ 以下）容量大幅衰减」、「上轨后辐射衰减比预计快，BOL→EOL 转换急速」。所以即使本工具确保 30% 以上余裕，实机还要再乘以姿态误差因子 0.7、温度因子 0.9、辐射衰减 0.85 这样，进一步目减。SpaceX Starlink、JAXA 隼鸟 2、NASA MarCO 等先进任务，都会进行「最坏情况下全设备同时启动、电池低温、面板部分失效」的电力收支模拟。
首先根据 P_gen = A·S·η·k 计算太阳电池总发电量。其中 A 是太阳电池面积（m²），S 是 LEO 轨道上的太阳常数（约 1361 W/m²），η 是电池效率，k 是受光因子。机体面安装面板的受光因子约为 k≈1/π=0.318，展开式面板进行日光追踪时约为 0.9。然后通过 P_avg = P_gen·(1 − η_eclipse) 计算食时间的补偿。在典型 LEO 中，η_eclipse 为 0.30～0.40。
食时间内能供应全部负荷的电能量是最低条件。根据 E_batt = (P_load · t_eclipse) / η_batt 计算所需容量。η_batt 是储能电池的充放电轮换效率，Li-ion 电池通常在 88～92%。另外，为了实际应用中将放电深度（DOD）控制在 30～50% 以延长寿命，上述计算结果需要乘以 2～3 倍选择电池。本工具显示 Wh 和基于 7.4 V 2 芯 Li-ion 电池组的 mAh。
机体表面积大致与 U 数成正比增长。1U（10×10×10cm）一个侧面是 80cm²，3U（10×10×30cm）长边侧面是 240cm²。仅用机体面安装、效率 29% 的电池、4 个面的情况下，1U 在轨道平均约 4 W，3U 约 12 W。1U 基本只能用 0.5～1 W 的有效负荷，要进行本格通信或配置推进系统时，需要展开面板或 3U 以上规格。
在实务中，PDR（初步设计评审）阶段建议 EOL（寿命末期）边际值在 30% 以上，CDR（详细设计评审）在 20% 以上，这是 NASA / ESA 指南的推荐。本工具计算结果是 BOL（寿命初期）的理想值，考虑到辐射衰减和姿态变动损失，工具中应确保最低 30～50% 的余裕。余裕 < 0% 为完全 NG，< 30% 显示警告。
大学和创业公司的实证卫星：从东京大学的 CUTE-1（1U，2003 年）开始，如今九州工业大学、东京工业大学、北海道大学等许多大学都在发射自有 CubeSat。创业公司中，Planet Labs（Dove 3U）、Spire（Lemur 3U）等构建了 GNSS-RO 和地球观测的固定星座。共同点是「谨慎的电力预算规模评估」，利用本工具这样的简单计算进行初期权衡分析。
科学任务（NASA MarCO、ESA M-ARGO）：NASA 的 MarCO（2018）是第一个到达深空的 CubeSat，中继了火星探测器 InSight 的着陆通信。深空中太阳常数不到地球轨道的一半，需要巨大的展开面板。电力预算比地球轨道严格数倍，需要在轨道周期内细致切换休眠和活跃模式。
商用星座（Starlink、OneWeb）：Starlink V2 mini 虽然比 CubeSat 更大，但量产和低成本设计思想是 CubeSat 的延续。即使 800kg 级卫星，太阳电池面板效率、食时间、储能电池循环寿命的优化也与 CubeSat 一样重要。星座整体运营 ROI 最终取决于电力预算余裕度。
探测器和有人航天器的初期检讨：JAXA 的隼鸟 2、SLIM 等本格探测器，初期检讨也是用本工具这样的简易电力预算来判断「太阳电池尺寸、电池尺寸」的数量级。详细设计用 STK / SOAP 等软件进行姿态包括的精密电力模拟，但最初几十小时内用简易工具判断「设计在现实中是否可行」，在任何时代都很重要。
最大的陷阱是「仅用 BOL（寿命初期）值组织电力预算」。本工具计算是理想值（BOL），实机上轨后立刻开始辐射衰减。GaAs 太阳电池 5 年也会衰减 10～20%，低轨还会因原子氧和紫外线导致盖板玻璃浑浊进一步衰减。EOL（寿命末期）通常预计为 BOL 的 70～80%，本工具 30% 余裕实际 EOL 可能变为零，这种情况不少见。设计时应养成习惯，用本工具结果乘以 0.7～0.8 后的 EOL 值来评估。
其次，「姿态控制完美」的前提假设。本工具机体面受光因子设为 1/π = 0.318，这是随机旋转中的理想平均值。实际姿态控制误差和姿态未稳定时间会导致受光率大幅波动，最坏情况下数分钟完全无发电。上轨初期检出阶段（数日～数周）姿态常常不稳定，仅靠电池驱动全系统，需要验证食时间内电池不会耗尽。
最后，「只要有足够电池容量就能度过食时间」这种单纯化。Li-ion 电池温度依赖性极强，-20℃ 时容量不到公称值的 50%，+50℃ 时寿命急剧缩短。CubeSat 轨道温度在 -40℃～+60℃ 间剧烈变化，必须用放射线屏蔽和热绝缘包围电池，用加热器维持在 -10℃ 以上。这些加热器功率（数 W 规模）也必须计入电力预算。另外不抑制放电深度（DOD）在 30～50%，循环寿命连 1 年都支撑不了，所以计算所需容量要乘以 2～3 倍来实装，这是定则。