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

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 04.02.2024

Просмотров: 24

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

СОДЕРЖАНИЕ

Министерство науки и высшего образования Российской ФедерацииФедеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования«Южно-Уральский государственный университет(национальный исследовательский университет)»Высшая школа экономики и управленияКафедра «Экономика и финансы»Отчет по НИРСПРАВОЧНИК ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ СТОИМОСТИ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ Руководитель работы, доцент кафедры ЭиФ(должность)___________ / Д.В. Кандауров к.э.н./(И.О. Фамилия)_________________2023г.Автор работыСтудент группы ЭУ- 228___________ И.А. Арутюнян_________________2023г.Работа защищена ______________________________________________________________________Челябинск 2023г.ВВЕДЕНИЕ 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 рынокЭТАП Б: Детальное определение конструкции системы, создание спецификаций и планов развития. Детальная смета (Предложение) - Предварительная разработка технологииЭТАП С: Разработка подсистем, систем и полная интеграция и проверка ракеты. Установка производства ракеты и первые испытательные полеты для квалификации системыЭТАП D; Этап производства: непрерывное производство, интеграция и проверка элементов транспортных средств и транспортных средств в целом.ЭТАП Д: (Коммерческие) пусковые операцииЭТАП 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 ракетыЭтот 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

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

2.1 Разработка, Расходы, Критерии

2.2 Различные понимания «стоимости разработки»

2.3 CER разработки силовой установки / двигателя

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК



14 Дж.Б.МАРШАЛИК (Lockheed); Теория кривой обучения, применяемая к производству космических аппаратов, J.Space/ Aeronautics

15 Х.Х.Келлееталь (T.U.Berlin): NEPTUNR-2000 Plus, Концепция тяжелого космического грузового корабля для 21 века, Аэрокосмический институт, Технический университет Берлина, Отчет / Mitt.229/1989

16 D, Э.КОЭЛЛЕ (MBB): Требования к транспортировке SPS - экономичные и

Технический обзор космической солнечной энергетики, Vo,2, стр.33-42,1981

17 D.E.KOELLE (MBB): Влияние типа и размера ракеты-носителя на стоимость разработки, Acta Astronautica, Том 8 (1981), №1l/12, стр.1192-1205

18 MBB-Исследование для ЕКА: Будущие космические транспортные системы для Европы", отчет URV-119(80), октябрь 1980

19 R.LOHMOLLER (Linde AG): Entwicklungen und Tendenzen in der Wasserstoffherstellung, Chern.Ing.Tech. 56 (1984), Nr.3 (Получение водорода из углеводородов)

20 ЛЮФТГАНЗА-Ярбух 1986

21 Дж.Э.ЛАВ и У.Р.ЯНГ (НАСА): Опыт эксплуатации самолета X-15 в качестве многоразовой транспортной системы, Материалы SAE Space Technology Proceedings, Пало-Альто, Калифорния, май 1967 г.

22 Отчет НАСА Конгрессу, 1985

23 Г.Р., ВУДКОК (Boeing): Исследование определения системы SPS, анализ космических перевозок. Этап заключительного отчета ПРИВЕТ. Июнь 1980 года, отчет № D 18025969-5

24 У.Р.РАЙС (NASA-MSFC): Экономика твердотопливных ракетных ускорителей для космического челнока, доклад 78-A-24 на конгрессе lAF 1978

25 Э.Б.ДИН (LaRC НАСА) и др. Анализ затрат и рисков на основе восприятия процесса проектирования, 8-я ежегодная конференция ISP A, Канзас, Миссури. Май 1986

26 J.E.A., ХАРРИСОН: Некоторые проблемы оценки затрат, связанные с международным сотрудничеством - своеобразный взгляд, Конференция ISPA Брайтон / Великобритания, август 1988 г.

27 Дж.У. ХАМЕЙКЕР (NASA MSFC); Модель инженерных затрат NASA-MSFC (ECM), доклад на конференции ISPA в Брайтоне, Великобритания, август 1988 г.

28 ИНСТРУКЦИИ ДЛЯ космического ЧЕЛНОКА, Центр космических полетов имени Джонсона НАСА, документ № JSC- 20939, апрель 1986 г.

29 Д.Э.КОЭЛЛЕ и Х.КУЧЕРА (MBB): Космическая транспортная система СЭНГЕРА - Отчет о ходе работы за 1990 год, документ IAF-90 - 175,41-й стажер.Астронавтический конгресс, Дрезден/ Германия

30 OTA (Управление оценки технологий, Вашингтон): Снижение стоимости операций по запуску - новые технологии и практики", OTA-TM-lSC-28, сентябрь 1988 г.

31 Р.К.ПАРКИНСОН (BAe): Комплексный системный подход к проектированию будущих экономически эффективных систем запуска, Симпозиум lAA по оценке стоимости космических систем, Сан-Диего, Калифорния, май 1990

32 Д.П.МАЗЕРАНГ (GD): Баланс между надежностью систем запуска и стоимостью жизненного цикла, Симпозиум lAA по оценке стоимости космических систем, Сан-Диего, Калифорния, май 1990


33 Д. Э.КОЭЛЛЕ: Человеко-год (MYr) как параметрическая единица затрат для международных моделей затрат, 12-я ежегодная конференция ISPA, Сан-Диего, Калифорния, май 1990 г.

34 С.А.ГРИНБЕРГ (ВВС США) и Р.Б.НИКОЛ (Мартин-Мариетта): Применение компьютерного моделирования к управлению жизненным циклом для минимизации затрат на космическую транспортировку (ALSYM), Документ IAA-89-698. Конгресс lAF в Малаге, Испания, октябрь 1989 г.

35 Р.К.ПАРКИНСОН (BAe): Параметрическое моделирование затрат на аэрокосмические сооружения, сентябрь 1990 г.

Смотрите также файлы