Файл: Отчет по нир справочник по проектированию стоимости для космических транспортных систем.docx

В последние десятилетия при проектировании ракет-носителей руководствовался только один принцип: максимальная производительность, минимальный вес. Пока характеристики ракетных двигателей были посредственными, а преобладали традиционные материалы и методы изготовления, производительность действительно была критической проблемой. Однако все изменилось: минимизация веса или максимальное увеличение производительности всегда были дорогостоящим подходом. Настоящий и будущий приоритет – МИНИМАЛЬНАЯ СТОИМОСТЬ. Будущие ракеты-носители больше не являются престижными национальными проектами, а являются предметом коммерческой эксплуатации и международной конкуренции.

«Инжиниринг затрат» — это третий уровень проектирования и разработки ракет-носителей. На начальном этапе истории ракет-носителей стоимость не имела значения. Это было верно, например, для программы SATURN или в Европе для ELDO-I / Europa I. разработка транспортного средства. Вторым шагом было правило «Проектирование по стоимости», что означает придерживаться заранее определенного бюджета. В случае «Инжиниринга по стоимости» целью является концепция проектирования транспортного средства с минимальной стоимостью. Это означает, что затраты должны учитываться в качестве проектного критерия для каждого технического решения. Например, использование менее передовых технологий и/или существующих компонентов приведет к снижению стоимости разработки (и снижению риска!), а также к снижению затрат на изготовление.

ЭТАП 1: Проектирование ракеты-носителя без конкретных требований к стоимости Парадигма: Оптимизация характеристик/технологии Типичный тип контракта: стоимость плюс процентная комиссия;

ЭТАП 2: Проектирование по стоимости, т.е. проектирование для заданного максимума Бюджет затрат на разработку. Парадигма: достижение производительности. Типичный тип контакта: стоимость плюс фиксированная плата;

ЭТАП 3: Расчет затрат — Проектирование по минимуму стоимость разработки и / или минимальное транспортное средство и стоимость операций. Типичный тип контракта: Стоимость плюс поощрительное вознаграждение «Стоимостной инжиниринг» требует не только технического опыта проектирования, но и технических суждений и понимания вопросов затрат и факторов, определяющих затраты. К сожалению, ни один университет не предоставляет образование в области «инженерии затрат». Это выходит далеко за рамки процедур учета затрат и организации электронных таблиц.

— Первым шагом на пути к «Инжинирингу затрат» является понимание важности и серьезное намерение стремиться к концепции и дизайну ракеты с оптимизированной стоимостью.

— Второй шаг — знакомство с принципами стоимостного инжиниринга и его возможностями. Это подразумевает использование базы данных о затратах и параметрической модели затрат (например, TRANSCOST).

Важно — и в этом существенное отличие от предыдущей методологии — начинать анализ затрат в самом начале процесса проектирования транспортного средства, а НЕ после того, как будет разработан детальный проект. Оценка «снизу вверх» - оценка затрат с подробным расчетом стоимости каждого компонента и каждой операции является дорогостоящей и трудоемкой. Это также может привести к тому, что общий уровень затрат станет неприемлемым, и весь процесс придется начинать заново.

ГЛАВА 1 ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИ ЗАТРАТ И ИХ ОЦЕНКИ

1.1 Инжиниринг затрат

Стандартной процедурой внедрения космической транспортной системы является « Поэтапное планирование программы» со следующими отдельными этапами:

ЭТАП А: Определение идеи, ее обоснование и потенциальный рынок

ЭТАП Б: Детальное определение конструкции системы, создание спецификаций и планов развития. Детальная смета (Предложение) - Предварительная разработка технологии

ЭТАП С: Разработка подсистем, систем и полная интеграция и проверка ракеты. Установка производства ракеты и первые испытательные полеты для квалификации системы

ЭТАП D; Этап производства: непрерывное производство, интеграция и проверка элементов транспортных средств и транспортных средств в целом.

ЭТАП Д: (Коммерческие) пусковые операции

ЭТАП F; Поэтапный отказ от системы. Действия по отмене (если применимо).

Применение стоимостного инжиниринга является наиболее важным на ЭТАПЕ А, поскольку все решения, которые имеют большое влияние на затраты и экономику (и, соответственно, на успех проекта), принимаются на этом раннем этапе. Если эта возможность будет упущена, будет чрезвычайно трудно добиться сокращения затрат позже (на этапе C или D), когда стоимость разработки возрастет или обнаружатся проблемы с конкурентными затратами.

На ЭТАПЕ B роль инжиниринга стоимости заключается в проверке детального планирования затрат и/или стоимости предложения. Если есть явные различия, то это может быть ошибка в учете затрат или есть действительно веская причина для отклонения от ожидаемых стандартных значений затрат.

Для каждой концепции ракеты-носителя с заданными требованиями к полезной нагрузке существует ОПТИМАЛЬНЫЙ РАЗМЕР (стартовая масса), определяемый значением сухой массы ракеты-носителя, обеспечивающим минимальную стоимость. Низкая сухая масса в результате широкого применения высокотехнологичных материалов, процедур, подсистем и компонентов, как правило, приводит к высоким затратам как на разработку, так и на производство транспортных средств. С другой стороны, для очень традиционной низко технологичной конструкции транспортного средства сухая масса и размер транспортного средства становятся довольно большими и тяжелыми [13]. Это может снизить стоимость разработки, но увеличит стоимость полета ( CpF ). Этот низко технологичный подход предлагался несколько раз в прошлом, но так и не был реализован.

Тенденция затрат, которую можно понимать как CpF (Cost-per-Flight), включая амортизацию затрат на разработку по сравнению с сухой массой, показана на фиг. 1-01. Как более высокая сухая масса, так и более высокий GLOW за счет низкотехнологичных подходов приводят к росту затрат, а также применение высокотехнологичных решений, приводящих к более низкой сухой массе и более низкому GLOW.

Рисунок 1 – Тенденция базовой стоимости по сравнению с сухой массой ракеты

Этот стоимостной инженерный подход к определению значения сухой массы или технологического стандарта, который приводит к наименьшей стоимости, а не к минимальному весу, НЕ противоречит тому факту, что CER в стоимостных моделях обычно относятся к сухой массе. Они предполагают одинаковый технологический стандарт для транспортных средств любого размера и рост полезной нагрузки с увеличением сухой массы транспортного средства.

Еще одна задача стоимостного проектирования – учесть требования ремонтопригодности и ремонта в случае РЛН уже на ранней стадии проектирования: это означает не только позаботиться о проверке и взаимозаменяемости всех компонентов (включая топливные баки! ), но и таких эксплуатационных характеристик. конструктивные особенности по перепроектированию ракетных двигателей с тем, чтобы они могли работать при тяге на 5-8 % ниже номинальной (максимальной) тяги. Это увеличивает срок службы и надежность конструкции двигателя. Более высокий уровень тяги, по-видимому, в принципе увеличивает стоимость разработки, но пониженный уровень рабочей тяги с присущей ему повышенной надежностью уменьшит необходимое количество квалификационных запусков двигателя и, таким образом, уменьшит общие затраты на разработку и квалификацию.

Еще одной областью расчета стоимости является проверка новых технологий: прежде чем инвестировать в дорогостоящую программу разработки технологий, следует убедиться, что новая технология способствует повышению экономической эффективности. Примерами обратного являются предложения по трехкомпонентным ракетным двигателям/системам или сжижению воздуха в полете с целью снижения стартовой массы, но ведущие к более высоким затратам, большей сложности и риску вместо снижения затрат.

1.2 Инструменты стоимостной оценки и стоимостной модели

Оценка стоимости нового проекта должна основываться на прошлом опыте. Однако надежные данные о затратах встречаются редко. В большинстве случаев они считаются конфиденциальными, и если они публикуются, то, как правило, без подробного определения сферы их применения. Трудно даже восстановить данные о затратах на прошлые проекты внутри компании из-за договорной и административной сложности проектов, включая изменения, модификации и дополнительные контракты.

Для серьезного анализа затрат и оценки затрат важно четко различать основные области затрат, поскольку они имеют разные характеристики. Это

(1) Стоимость разработки (разовые затраты);

(2) Стоимость производства или изготовления;

(3) Прямые и косвенные эксплуатационные расходы (включая затраты на ремонт в случае многоразовых ракет-носителей и двигателей).

Сравнительно легко установить формулу стоимости или CER (зависимость оценки стоимости), однако это мало что значит без проверки реализованными проектами. Чем больше количество эталонных проектов, тем лучше и надежнее CER.

Модели затрат в принципе основаны на статистических данных о затратах реализованных проектов. Таким образом, было невозможно создать реалистичную модель стоимости для систем запуска до 1970 года, когда стали известны затраты на элементы ракеты-носителя SATURN. Однако уже в 1962 году профессор Ойген Зангер подготовил сравнение стоимости авиационных (крылатых) и баллистических пусковых систем (ссылка 129). Он определил основные и различные области затрат, такие как стоимость разработки, стоимость производства и затраты на наземные операции. Он также признал, что затраты на разработку и производство зависят от массы единицы, но увеличиваются непропорционально массе. В 1965 году компания Lockheed подготовила «Исследование стоимости компонентов ракеты-носителя» в рамках контракта с НАСА. На этой основе BCRush и др. разработали «Модель нелинейного программирования для проектирования и расчета стоимости ракеты-носителя» [14] .

В настоящее время существуют модели затрат для систем запуска различного характера и происхождения, использующие разные методологии: модель стоимости ракет-носителей Aerospace Corp. (ссылка 130) и модель инженерных затрат NASA MSEC [27], которые частично или полностью классифицированы. Университетским инструментом является модель TRASIM Берлинского технического университета [17]. В дополнение к этим транспортным моделям существуют модели затрат с более широким охватом, такие как коммерческая модель PRICE-H и модель затрат ВВС США и НАСА NAFCOM, обе с конфиденциальными базами данных. Все эти модели являются подсистемными, т.е. требуется детальное проектирование транспортного средства с определением значений масс подсистем.

Для сравнения, модель TRANSCOST представляет собой системную модель (данные подсистемы не требуются, за исключением данных двигателя), и указаны эталонные проекты для каждой CER.

Модель PRICE-H – Эта модель была создана Марком Х. Бурмейстером на предыдущем предприятии RCA- Astro в Принстоне. Нью-Джерси. Он был основан и построен на уровне компонентов, в частности, на оценках стоимости электронных «черных ящиков». На этой основе он был распространен на спутниковые системы, а затем также использовался для военных систем, самолетов и космических систем. Это более общая модель затрат, на самом деле не предназначенная для космических систем или ракет-носителей.

Одной из характеристик модели PRICE-H является ее коммерческий характер, который подразумевает наличие конфиденциальной, неизвестной базы данных о затратах.

Модель использует ряд «Коэффициентов умножения»:

(A) ПЛТФМ. базовая стоимость платформы = от 1,0 до 2,5 ( для ракет-носителей от 1,7 до 2,3);

(B) ECMPLX. Коэффициент инженерной сложности = от 0,2 до 3,1 (сочетание стандарта проектирования и опыта команды);

(C) MCPLXS, фактор сложности производства.

Базовая «Стоимость платформы» должна быть выбрана в соответствии с предыдущими аналогичными проектами, стоимость которых известна. В обзорной таблице PRICE-H не указано специальное значение для ракет-носителей, только для «Аэрокосмических» и «Космических кораблей» с дальностью от 1,6 до 2,5. Другой способ определения базовой «Ценности платформы» — умножение списка «Требования к продукту» (от 200 до 300 баллов) и «Условия окружающей среды» (от 9 до 10 баллов для «Беспилотного космоса»).

PRICE-H НЕ предоставляет средства для оплаты наземного сегмента. Эксплуатационные расходы, стоимость полета ( CpF ) и стоимость жизненного цикла (LCC).

Модель TRASIM создана специально для моделирования движения космического транспорта. Он был задуман в « Lehrstuhl fur Raumfahrttechnik » Берлинского технического университета как компьютерный код FORTRAN в 1989 году Б. Йохеннингом с использованием CER подсистемы от Х. Аренда для их проектной исследовательской деятельности, особенно ракеты-носителя NEPTUN Heavy Lift (HLLV). .

Комплексная имитационная модель TRASIM подчеркивает стоимость программного жизненного цикла: т.е. требуется операционная модель с продолжительностью программы и количеством запусков в год. Также включены элементы космической инфраструктуры и операции на НОО (космической станции), а также пилотируемые операции. Выходной формат представляет собой моделирование общих затрат за каждый год программы от начала разработки до конца эксплуатации. В один запуск компьютера можно включить до 5 различных космических транспортных систем с 8 различными режимами миссии. Также можно принять во внимание девять различных транспортных узлов между Землей, Луной и Марсом.

СТОИМОСТЬ РАЗРАБОТКИ корабля оценивается (в млн. лет ) суммой 10 ССВ подсистемы с коэффициентом умножения на число ступеней (1,06'^). плюс определенные усилия по управлению и системной интеграции. Разницы для различных типов ракет-носителей нет. Коэффициенты опыта команды и состояния конструкции применяются только к CER ракетного двигателя, а коэффициенты сложности материала должны использоваться для элементов подсистемы конструкции. Для оборудования CER нет.

Количество и тип эталонных проектов, использованных для установления Подсистемы-ССВ этой полностью компьютеризированной имитационной модели, не идентифицированы, как и основание для «Материальных факторов сложности».

Модель NASCOM, широко используемая в США, имеет базу данных, которая, согласно исх. 144 содержит технические и программные данные на уровне компонентов, подсистем и космических систем для 100 автоматических космических аппаратов. 8 беспилотных космических аппаратов. 11 ступеней ракеты-носителя и 3 ракетных двигателя, содержащихся в стоимостной модели NAFCOM. Самый большой сбор данных. однако в области приборов: она включает 366 научных приборов.

Интересной особенностью модели NASCOM является улучшение производительности по сравнению со временем, которое учитывается в некоторых CER. Однако в области авионики (и программного обеспечения) также наблюдается другая тенденция затрат из-за возрастающих функциональных требований и возможностей.

Модель TRA/VSCOST была создана в качестве модели системы, предназначенной для ракет-носителей, в 1971 году Д.Э. Кёлле (как результат его диссертации), улучшена и расширена в несколько этапов до актуальной версии 7.2 по состоянию на апрель 2007 года. используется не только в Европе и США, но и в России. Китай. Японии и Индии. Крупнейшие космические агентства заказали более 360 экземпляров TRANSCOSTN версий 6 и 7. Аэрокосмические компании и учреждения по всему миру. Вероятно, это наиболее широко используемая модель затрат в области космических перевозок.

Основные отличия ТРАНСКОСТ-модели от ранее описанных стоимостных моделей заключаются в следующем:

(1) Он основан на всестороннем и постоянно обновляемом сборе данных о стоимости транспортных средств и двигателей за более чем 47-летний период (с 1960 по 2006 год).

Показаны эталонные проекты, используемые для каждого CER, что обеспечивает уникальную видимость базовых данных о затратах.

(2) Он представляет собой не только средство для оценки затрат, но и был задуман как инструмент стоимостного инжиниринга. Он посвящен стоимости разработки, производства и эксплуатации ракет-носителей и задуман таким образом, чтобы он позволял выполнять оптимизированную по стоимости конструкцию ракеты-носителя как для ELV, так и для RLV.

Cost Engineering — это парадигма оптимизации современных ракет-носителей с целью минимизации затрат на разработку и эксплуатацию. Это отличается от прошлой парадигмы транспортных средств с оптимизированными характеристиками (максимальная полезная нагрузка или минимальная стартовая масса), парадигмы, которая может привести к дорогим и неконкурентоспособным решениям.

В частности, инженерно-экономические задачи и приложения включают в себя следующие варианты экономичной конструкции ракеты-носителя:

(1) Выбор наиболее экономичной КОНЦЕПЦИИ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА для данной полезной нагрузки на ранней стадии проектирования из ряда альтернатив; акцент может быть сделан на минимальную стоимость разработки и/или минимальную стоимость полета ( CpF ) или стоимость жизненного цикла (LCC).

(2) Определение экономически оптимальной ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ АППАРАТА при заданном объеме программы или жизненном цикле, связанном с количеством ежегодных пусков ( LpA ).

(3) Определение оптимального запуска РАЗМЕР ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА (стартовая масса или свечение) за счет компромисса между применением обычных и передовых технологий. Использование традиционных технологий в некоторых областях увеличивает стартовую массу, но может снизить затраты на разработку и изготовление. Передовые технологии следует использовать только в том случае, если они квалифицированы и рентабельны.

(4) Определение оптимального уровня тяги РД и программы квалификации (числа испытательных пусков) при минимальной стоимости разработки РД. 5 % перепроектирования двигателя(ей), соответственно. работа на уровне тяги 95 % может уменьшить количество квалификационных стрельб для требуемого уровня надежности и, таким образом, снизить общие затраты на разработку и квалификацию.

(5) Оценка существующих подсистем/компонентов/двигателей для нового ракеты – вместо новой разработки с нуля – даже если они негабаритны или требуют доработок

(6) Определение стоимости полета для любой концепции транспортного средства и анализ влияния годовой скорости запуска - наиболее важный критерий в отношении прямых и косвенных эксплуатационных расходов.

(7) Определение стоимости за место для ракет-носителей для космического туризма с большим влиянием пассажиропотока и частоты полетов по сравнению с размером рынка, необходимое для любого бизнес-плана.

(8) Определение оптимального общего количества полетов многоразовой ракеты-носителя с учетом амортизации стоимости корабля и затрат на восстановление, которые возрастают с ростом количества повторных полетов .

Это только примеры; может быть задуман ряд дополнительных приложений, таких как упомянутые ранее (влияние расписания и/или организации и управления проектом, влияние на стоимость изменений скорости запуска и т. д.).

1.3 ТРАНСКОСТ

Модель TRANSCOST для оценки стоимости и экономической оптимизации космических транспортных систем основана на диссертации автора, подготовленной в период с 1965 по 1970 год, под названием « Статистико-аналитические модели стоимости для разработки и изготовления космических систем». Технический университет Мюнхена . .Германия.Июль 1971.Эта работа была впервые опубликована в Журнале ..RAUMFAHRTFORSCHUNG на немецком языке. Затем как ESA Report TT-4 (1973) на английском языке, а также на русском языке в Журнале ..Woprosi Ракетной Техники . № 12/1972. Китайский перевод версии был подготовлен в 1997 году CAST, Китайской академией космических технологий. Пекин (400 экз.).

Вернер фон Браун в своем письме из штаб-квартиры НАСА в Вашингтоне от 10 января 1972 г. поздравил автора с очень вдумчивой, тщательной и краткой работой ». Г-н Ларри М. Мид, вице-президент Grumman Corp., процитировал его как наиболее полный анализ прошлых программ, который я видел» (письмо от 27 октября 1972 г.).

Рисунок 2 – Автор Справочника (в то время директор по передовым космическим системам и технологиям космического отдела MBB - Messerschmitt- Bolkow-Blohm GmbH) встречается с доктором Вернером фон Брауном в Оттобрунне .

Вторым важным шагом к нынешнему режиму TRANSCOST являются анализы, выполненные в период с 1974 по 1978 год и опубликованные в ссылках. 3 и 4. впервые занимается моделированием эксплуатационных расходов , которые имеют большое значение для будущих многоразовых ракет- носителей.

Модель TRANSCOST с ее системно-ориентированными CER была задумана как инструмент расчета затрат для определения оптимальной с точки зрения затрат конфигурации ракеты-носителя. Специфические особенности модели резюмируются следующим образом:

Модель TRANSCOST _

была создана для начального этапа концептуального проектирования космических транспортных систем и двигателей,
это СИСТЕМА - Модель, которая не пытается углубиться в подсистемы (кроме самих двигателей), поскольку это не считается подходящим или неосуществимым на начальном этапе проектирования транспортного средства,
представляет собой «прозрачную модель» с графическим отображением опорных точек данных - вместо классифицированной компьютерной базы данных,
основан на всеобъемлющей базе данных, собранной за период около 47 лет (с 1960 по 2006 год) по американским, европейским и японским проектам космических кораблей и двигателей;
был задуман таким образом, что его можно использовать не только для проектирования обычных транспортных средств, но и для передовых (многоразовых) концепций космического транспорта;
использует «Человек-год» ( MYr ) в качестве единицы расчета, чтобы получить точные данные о затратах, которые действительны на международном уровне и не зависят от ежегодных изменений, вызванных инфляцией и другими факторами, такими как колебания обменного курса валюты ;
имеет диапазон данных о затратах эталонных проектов от +/-15 до 20 %, что считается максимально возможной точностью для регрессии исторических данных о затратах.KOELLE: Справочник по стоимостному инжинирингу TCS-TR-184.

Значения затрат, полученные с помощью TRANSCOST- CER, основаны на эффективном промышленном развитии и производстве. Следовательно, их следует рассматривать как ЦЕНЫ, включая обычную норму прибыли от 5 до 12 %. Тем не менее, необходимо будет дополнительно рассмотреть специальные поощрительные сборы.

Точность стоимостных оценок или прогнозов, полученных с помощью модели TRANSCOST, полностью зависит от внимательности и способности технического суждения пользователя . Принимая во внимание данные CER и все другие факторы влияния на стоимость, описанные в этой модели, прогноз стоимости должен быть очень реалистичным.

Модель TRANSCOST состоит из трех взаимосвязанных подмоделей , принимая во внимание три различных области затрат в сфере космических перевозок:

подмодель стоимости разработки;
подмодель стоимости транспортного средства (производство, интеграция и проверка);
подмодель наземных и летных операций.

Преимуществом данной модельной структуры является возможность проведения оценки затрат по всем этим трем направлениям по отдельности и/или их комбинации, в зависимости от конкретного случая применения.

Большинство CER основаны на эталонной массе системы или блока. Однако это не означает, что стоимость прямо пропорциональна массе. Реальная ситуация намного сложнее, и есть случаи, когда меньшая масса означает более высокую стоимость, например, внедрение передовых технологий для снижения веса, но это может быть учтено техническим коэффициентом качества, как показано в примерах ниже.

Другой проблемой является недооценка системы транспортного средства или удельной массы, что является правилом для продвинутых проектов на начальном этапе проектирования. Это связано не с запасом прочности конструкции или недостаточной точностью расчетов, а с добавлением большого количества второстепенных элементов, а также с дополнительными требованиями, возникающими на этапе рабочего проектирования. Поскольку недооценка массы автоматически приводит к слишком низкой стоимости, необходимо включать в каждую оценку массы проекта дополнительный запас массы от 5 до 20 %. в зависимости от фазы исследования (см. таблицу 1).

Это должно быть проиллюстрировано историческими фактами: фактическое увеличение массы корабля THOR составило 6,3 % между проектированием и поставкой, для криогенных ступеней SATURN S-IV и S-IVB 13,7, соответственно. 12,5 %. Модуль LUNAR LANDER даже испытал увеличение массы во время разработки не менее чем на 27 % (см . рис. 3).

Таблица 1 – рекомендуемые Дизайн масса Поля

Дизайн	Фаза А исследования	Исследование фазы B
- ПЕРВЫЙ В СВОЕМ РОДЕ	20-15%	15-12%
УСОВЕРШЕНСТВОВАННЫЙ ДИЗАЙН	15-10%	10- 7%
ОБЫЧНЫЙ ДИЗАЙН	10- 7%	8- 5%

Но это это неудивительно. Орбитальный аппарат SPACE SHUTTLE во время разработки показал увеличение массы на 25%. Масса Airbus A 380 во время разработки увеличилась примерно на 3%.

Основываясь на прошлом опыте, для исследований космических транспортных систем рекомендуется использовать как минимум значения запаса массы, указанные в таблице 1.

Этот запас по массе не следует рассматривать как расчетный запас по конструкции. Эти структурные коэффициенты безопасности обычно составляют от 1,1 до 1,25 для одноразовых ракет и от 1,4 до 1,8 для многоразовых ракет-носителей.

ГЛАВА 2. ЗАТРАТЫ НА ДЕМОНТАЖ (РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ И ДВИГАТЕЛИ)

2.1 Разработка, Расходы, Критерии

Оценка стоимости разработки (DDT&E) является одной из самых сложных областей расчета затрат, поскольку в определении программы разработки можно обнаружить большое субъективное влияние. Существует довольно много технических критериев; степень стоимостного инжиниринга, которая была применена в определении технического проекта (или нет). состояние технологии и реалистичность оценок сухой массы или стратегии запаса, а также в области проверки конструкции объем испытаний и количество испытательных единиц, которые считаются необходимыми (или нет). Кроме того, на затраты на разработку влияют административные, договорные и деловые аспекты (см. главу 2.5).

Основными критериями, влияющими на стоимость разработки ракеты-носителя, являются:

- стартовая масса и размер корабля,

- количество и тип ступеней,

- технологическая готовность/объем существующих подсистем/компонентов,

- тип и количество двигателей,

- надежность а также безопасность требования ,

- проверка а также тест стратегия ,

- количество летных единиц и летных испытаний,

- Компания а также команда опыт ,

- организация программы и процедуры управления,

- планирование программного бюджета и график/ ..задержки,

- технические изменения, необходимые или заказанные заказчиком, - условия контракта и т.д.

Одна и та же концепция ракеты-носителя с одинаковой полезной нагрузкой может потребовать самых разных затрат на разработку; например, от 40 000 до 70 000 MYr (или от 8 до 14 миллиардов долларов США). Результат просто зависит от лучшей или худшей реализации вышеперечисленных критериев.

В качестве общего обзора стоимость программы разработки ряда основных ракет-носителей и проектов была собрана на фиг. 2-01, показывающий зависимость стоимости от размера транспортного средства с точки зрения стартовой массы (GLOW). Разница между одноразовыми ракетами-носителями и многоразовыми крылатыми кораблями очевидна: для малых аппаратов она составляет 4 раза, а для крупных — 2 раза. Ожидается, что баллистические многоразовые транспортные средства (для справки BETA II) будут располагаться между этими двумя группами.

Значения MYr для неамериканских проектов были адаптированы к стандарту производительности США (см. таблицу 1) и представляют собой программы, финансируемые государством.

Рисунок 4 – Обзор затрат на разработку системы запуска по сравнению с GLOW A = одноразовые ракеты-носители, B = баллистические RLV, C = крылатые RLV

Диапазон затрат на разработку полных систем запуска, как показано на фиг. 2-01 означает, что одноразовые транспортные средства (ELV) мощностью от 100 до 1000 Мг GLOW действительно стоили в прошлом от 5 до 217 миллиардов долларов США - в стоимости 2006 года - в зависимости от стартовой массы - с применением традиционных условий разработки и заключения контрактов.

Для государственных контрактов применение более современных условий, основанных на опыте, и стоимостного инжиниринга может снизить затраты на разработку до 70 или даже 50 % от традиционных затрат. Этот факт может оказаться очень важным для разработки будущих RLV, разработка которых в два-четыре раза дороже, чем ELV.

Размер транспортного средства (GLOW) НЕ является основным источником затрат: это видно из РИС. 2-01 об увеличении габаритов ракеты, соотв. его масса полезной нагрузки (запас) на 20 % приводит к увеличению стоимости разработки всего на 7 % в случае ELV и только на 4 % в случае более дорогих RLV. Поэтому рентабельно несколько увеличить размер транспортного средства, чтобы иметь достаточный запас полезной нагрузки. Возможность повторного использования становится более важной и рентабельной с увеличением размера транспортного средства (производительности).

Рисунок 5 – Крупнейшие построенные ракеты-носители: Н-1 и САТУРН-5 (2700тонн)

Крупнейшими ракетами-носителями, построенными на сегодняшний день, являются американская ракета-носитель "САТУРН-5" (1962-73 гг.) и российская ракета-носитель Н-1 (1964-74 гг.). оба были разработаны для пилотируемой миссии по высадке на Луну. На рисунке 5 показаны эти ракеты и основные данные. SATURN V использовал две криогенные ступени и использовал 5 больших двигателей для первой ступени (680 т - уровень тяги). В России использовались обычные виды топлива (водородная технология еще не разработана), а также сборка из 30 двигателей класса 150 тонн на первой ступени.

С = а – M*X

(1)

где: C = стоимость, a = постоянное значение, характерное для системы;

M = масса в кг.;

X = коэффициент чувствительности отношения стоимости к массе, характерный для системы.

Количество стадий оказывает большое влияние не только на стоимость разработки, но и на стоимость производства, интеграции и эксплуатации. Твердотопливные ракеты-носители требуют 3-4 ступени, ракеты с хранимым топливом - 2-3 ступени, а ракеты на криогенном топливе - 1-2 ступени. Принципы стоимостной инженерии рекомендуют свести к минимуму количество ступеней, а также различных двигателей. Большее количество ступеней означает не только разработку и создание большего количества систем, но и дополнительное управление интерфейсом (сборка и разделение ступеней), снижающее надежность транспортного средства. Таким образом, с точки зрения затрат, одноступенчатая машина для LEO является наиболее экономичным и надежным решением. Это осуществимо при существующей технологии для ELV даже с LOX/керосином в качестве топлива (ATLAS V1) и для RLV с LOX/водородом.