由于其有限的空间、质量、功耗和预算，皮卫星和纳卫星与较大的卫星在很多方面是有区别的。主要的不同是，皮卫星和纳卫星利用商业组件代替空间级组件。这些商业组件更容易获得、更便宜、更新型、更小、性能更好、有更好的文件记录，并且易于使用。由于没有把皮卫星和纳卫星设计在辐射环境下工作，所以皮卫星和纳卫星在辐射水平较低的地方执行短期的（＜一年）近地轨道任务。再者，因为大卫星的成本更高，并且希望存活更长时间，它们的组件必须设计成寿命末期规格，还要知道永久失效概率。皮卫星和纳卫星有较短的寿命，因此它们可以更多地设计成寿命初期规格，并且大多数组件的永久失效概率可以被忽略。例如，大卫星上的太阳能电池会随时间降解，所以大卫星的发电能力在其运行周期结束时将大大减弱。组件在长期辐射下会永久失效，所以需要估计失效的可能性，并且为了实现明确可靠的目标，备份系统也需要执行起来。
（1）电源。
卫星电源系统利用两个基本的体系结构，分别是直接能量转移（direct energy transfer，DET）和功率点跟踪（power point tracking，PPT）。设计DET时，没有在太阳能电池和系统中放置任何系列组件，而设计PPT时总是在太阳能电池板向负载传输最大功率这一点时进行控制。DET的设计包括完全调节母线，母线电压的变化是额定电压的2%～5%，还包括阳光调节母线，只有当卫星处于光照中时这个母线才进行调节。设计时，全部调节母线比阳光调节母线复杂。PPT设计通常是放置一个开关调节器与太阳能电池板和负载串联。当电池板不是灵活地跟着太阳转动时，PPT的设计是有优势的，目前所有的皮卫星和纳卫星都是这样。当太阳辐射和阵列温度变化范围很大从而改变阵列电压变化时，PPT设计也是有优势的。皮卫星和纳卫星通常使用的是一个很窄的DET架构，其中太阳能电池组、电池和负载一直都是并联的。然而，对于一些小卫星来说，太阳能电池组和电池电压的匹配是具有挑战性的。
对于电源，航天器有四种选择：静态、动态、燃料电池和光伏电池。静态电源是由放射源造成的温度梯度来产生能量的。动态电源用一个热源和一个热交换机来驱动发动机。热源可以集中太阳能，放射性同位素或者受控核反应。燃料电池将氧化反应的化学能转化成电能。这些是独立的发电机，并且是用于航天飞机上的。任务越长，所需的反应罐越大。光伏源是皮卫星和纳卫星最好的选择，因为光伏源所需的质量小并且实现简单。然而，因能放置电池的表面区域是有限的，所以可得到的电力也是有限的。电池板可以部署成一定的规模，但是在某种程度上，电池板的质量和体积会显得很大。其结果是，相对于较大的卫星来说，皮卫星和纳卫星面临着严格的功率限制。这些功率限制会制约仪器的操作时间和通信能力。电池板可以做成低成本的硅太阳能电池板，或者是高效率的砷化镓太阳能电池板。另一个主要的区别是，大的航天器经常使用跟踪和定点装置，来确保太阳能电池板正确地朝向太阳方向，然而皮卫星和纳卫星的电池板是固定在卫星的两侧或是固定在展开的面板上。
对于电池，大的航天器一般使用镍镉电池（NiCd）或者是镍氢电池（NiH2），这些电池有更多飞行和测试的经验。然而，皮卫星和纳卫星经常使用的是锂离子电池（Li-Ion），这种电池在便携设备上常见，比如手机。锂离子电池具有65%的体积和50%的质量优势。它需要安全的电路系统和一个特殊的充电曲线。这些电池会经过一些合格测试，如热真空测试，来最大程度增加它们成功的可能性。
另一个区别是航天器的母线，大的航天器通常使用28 V直流母线来为整个卫星配电。所需的电压由这个母线转换，其中包括直流调节电压和交流调节电压。然而，皮卫星和纳卫星使用更新颖更低功耗的组件，其中包括3 V的组件。其结果是，母线通常运行在较低的电压，并且只使用直流调节器即可。较大的卫星也经常使用多个分布式分配系统，在这个系统中所需的电压分别在每个负载进行转换。因为组件很少，皮卫星和纳卫星通常使用更集中的分配系统，通过调节电压，这个系统的母线可以直接支持所有负载。
（2）姿态确定和控制。
皮卫星和纳卫星有时没有任何姿态控制的能力。特别是立方体卫星，刚刚开始提供姿态控制能力。然而，对于许多遥感任务，仪器必须指出目标的方向。一旦指出方向，卫星在轨道上会受到扭矩扰动并且有时会执行回旋机动。在卫星进入轨道期间，需要保持横向移动，卫星是通过姿态控制系统来保持这种姿态的。因为较大的发动机在横向运动时可能造成较大的干扰，所以这可能就增加了对姿态控制系统执行器的要求。皮卫星和纳卫星是依靠运载火箭来执行进入轨道操作的。(www.xing528.com)
卫星可以用被动或主动技术来控制姿态。被动控制技术包括地磁、重力梯度、自旋稳定。地磁可以用于近赤道轨道，赤道附近的磁场方向不改变。重力梯度是一个使用最大惯量轴的简单技术。细长的物体趋向于将长轴指向地球中心。旋转的航天器上有陀螺刚度从而可以在两个轴线上被动地抵抗扭矩。永久磁铁和重力梯度可以提供有限的五个度的精度，而自旋稳定可以提供一个度或是更高的精度。
主动控制技术包括推进器，磁力矩器和反作用轮。由于其额外的复杂性和所需的燃料，推进器目前并没有应用在皮卫星和纳卫星上。燃料的储存增加了卫星的复杂性，并且增加了运载火箭和主要有效载荷的危险性。皮卫星和纳卫星已经实现了带有磁力矩器的姿态控制系统，并已经开始将这个技术用在立方体卫星上。反作用轮对于立方体卫星来说太大，并且需要较多的电力，但是它可以应用在纳卫星上。反作用轮储存内部动量，并且需要来自推进器和磁力矩器的外部控制扭矩消除它的动量。
卫星必须根据其外部参考指定方向，如太阳、地球红外地平仪、局部地磁场的方向以及恒星。陀螺仪可以在外部更新期间提供短期的参考。皮卫星和纳卫星可以简单地实现一个三轴磁传感器，所以选择这种传感器。如果单独使用磁传感器，则还需要一个Kalman滤波器。对于磁传感器，太阳传感器可以作为它一个很好的补充。利用恒星作为外部参考时还需要照相机。
（3）热控。
在数十秒或数分钟内，空间环境可以造成设备在最热100℃和最冷-130℃之间发生变化。与在地面上不同，太空中并不存在环境空气对流，太阳光是环境热量的主要来源。反射率是一个行星或月球反射的太阳光，并且它提供了另一种热源。所有没被作为反射率反射的入射太阳光被地球吸收了，并且最终作为地球红外（IR）或者黑体辐射被释放了。大的卫星经常使用被动和主动的热辐射系统来实现预期的温度。被动系统包括使用材料、涂层、厚层或者二次表面镜。主动系统使用加热器或是热电冷却器，皮卫星和纳卫星通常利用被动技术。
（4）通信。
较大的卫星通信体系结构是可以变化的，这取决于它的轨道。在地球同步的轨道上，卫星需要方向天线，并且地面站天线不需要主动地追踪卫星的位置，因为它是保持静止的。在近地轨道的卫星每天越过地面站的时间总共约为30 min。其结果是，地面的天线必须主动地跟踪卫星。对于近地轨道的卫星来说，通信的距离也是相对较短的（650～36 000 km）。皮卫星和纳卫星是归入到近地轨道的，因为它们不能适应地球同步轨道的辐射水平。皮卫星和纳卫星也经常使用宽天线模式，从而使卫星天线不需要指向移动地面站。最后，皮卫星和纳卫星通常使用商用业余无线电设备和业余波段，而较大的卫星通常使用定制的空间设备。业余无线电设备可以在1 200 Baud和9 600 Baud的数据率下工作。
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