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: 28

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

2.2 Различные понимания «стоимости разработки»



Один и тот же термин «затраты на разработку» (DDT&E) использовался в прошлом с очень разным пониманием: можно выделить по крайней мере пять различных типов «затрат на разработку», что приводит к очень разным общим затратам:

(1) Эффективная стоимость выполнения (CTC) Общая стоимость после завершения программы, включая инфляцию (соответственно увеличение годовой почасовой ставки или стоимости человеко-года)

(2) Наиболее вероятные или реалистические затраты на разработку , включая резерв на случай непредвиденных технических проблем и задержек

(3) Идеальная или теоретическая стоимость разработки при условии, что все идет по плану, без технических проблем или проблем с графиком (стандартная основа промышленного предложения)

(4) Минимальная достоверная стоимость разработки Нереалистичная оценка затрат в условиях конкуренции для получения контракта (некоторые статьи затрат не учитываются)

(5) Нереальная стоимость разработки. Цифры стоимости основаны на «верии». Без изучения стоимости и отсутствия опыта, чтобы продать концепцию.

Стоимость разработки, полученная с помощью алгоритмов TRANSCOST , относится к ТИПУ (2), поскольку CER основаны на фактической стоимости разработки системы. Их можно даже повысить до приблизительной стоимости ТИПА (1), используя прогнозируемые значения затрат в человеко-годах в течение ожидаемого периода разработки, вместо того, чтобы просто использовать значение MYr для оцениваемого года.

ТИП (2) Затраты примерно на 15–20 % выше (в среднем)^, чем «идеальные затраты» ТИПА (3), которые обычно получаются с помощью оценки стоимости «снизу вверх» путем добавления стоимости подсистемы или путем использование подсистемной модели затрат. Также обычно уровень затрат в год подготовки сметы или предложения (т. е. исключая автоматический рост стоимости в ходе разработки за счет увеличения почасовой ставки/инфляционных эффектов). ТИП 4. Минимальные достоверные затраты на разработку могут составлять от 75 до 85 % по сравнению с затратами Типа 3, поскольку некоторые статьи затрат были исключены (и часто тщательно скрыты в условиях контракта предложения), в то время как затраты ТИПА 5 иногда составляют всего 30-85 %. 20 % от реальной сметы расходов.

Все эти расходы являются производственными или подрядчиковыми, за исключением затрат на управление программой, контроль и поддержку (например, на персонал космонавтов) в агентстве-заказчике. Так называемый «коэффициент суммарной стоимости» может составлять от 22 до 27 % в случае обычных программ или программ «обычного ведения бизнеса» (как это было в программах «Шаттл» и «Космическая станция»), но также может быть меньше. ниже в случае умышленного ограничения штата заказчика.


Для оценки стоимости разработки будущего проекта необходимо учитывать несколько критериев в дополнение к основным данным CER. Эти критерии:

• стандарт разработки нового проекта по сравнению с предыдущими того же типа,

• опыт команды, которой будет поручена новая разработка, связанная с ее предыдущей деятельностью.

Кроме того, существует ряд программных затрат, таких как:

• качество и объем подготовки проекта, такие как детальные исследования определений и предварительные технологические разработки,

• тип организации программы, запланированной для реализации проекта,

• запланированный или определенный временной график и возможные бюджетные ограничения.

Все это необходимо учитывать, чтобы получить реалистичный диапазон ожидаемых максимальных и минимальных затрат на разработку, которые легко могут отличаться в 2 раза и более.

В противном случае прошлый опыт также показал, что не только высоких затрат на разработку и / или перерасхода средств можно избежать путем тщательного планирования проекта с учетом затрат, но также возможно существенное снижение затрат по сравнению с традиционными методами разработки, иногда называемыми BAU = ..Business As Usual. ". Эти различные стратегии развития обсуждаются в главе 2.6.

Чтобы проиллюстрировать процедуру и показать различные этапы от базовых данных о стоимости элемента CER до реалистичной стоимости элемента, стоимости транспортного средства и, наконец, стоимости программы разработки, используются следующие определения:

Затраты на разработку ракеты-носителя Ctot представляют собой общие затраты на промышленную или техническую разработку.

Полная СТОИМОСТЬ ПРОГРАММЫ будет включать дополнительно

- - расходы на управление программой государственного агентства и надзорный персонал,

- резервное финансирование для возможных изменений или дополнительных задач развития,

- стоимость технической поддержки и

- - наземная поддержка и инвестиции в стартовую площадку.

Дополнительные затраты по сравнению с — также называемые «коэффициентом упаковки» — исторически составляли от 22 до 27 %. Тенденция для будущих программ направлена на более низкое значение 22%.

Помимо производственных затрат и затрат на поддержку программы, есть расходы на инфляцию
, соответственно. стоимость увеличения часовых ставок в период разработки, которые необходимо учитывать при планировании годового бюджета.

Для установления CER с удовлетворительной точностью, а также для оценки затрат на разработку необходимо ввести ряд факторов, которые могут быть основными факторами затрат. В модели TRANSCOST есть три технических фактора , которые будут определены в этой главе (три программных фактора рассматриваются в главе 2.5).

СТАНДАРТНЫЙ ФАКТОР РАЗРАБОТКИ fi :

На усилия по разработке влияет относительный статус проекта по сравнению с уровнем техники или отношение к другим подобным проектам.

Это означает, что это может быть совершенно новая система первого поколения, включающая новые методы и новые технологии (примеры: пилотируемый лунный модуль программы «Аполлон» или орбитальный аппарат «Спейс шаттл»). Или это может быть новая разработка, но на основе уже существующих передовых технологий (т.е. ARIANE H.155 Stage, или новый Solid-

ракетные ускорители). С другой стороны, проект также может состоять из существующих подсистем или являться просто модификацией уже существующей системы (пример: первая ступень DELTA, полученная из ракеты THOR).

В этом случае нельзя избежать того, что требуется некоторое субъективное суждение; в качестве ориентира могут применяться следующие числовые значения;

Z Система первого поколения, новый концептуальный подход,

с использованием новых методов и новых технологий

Новый дизайн с некоторыми новыми техническими и/или эксплуатационными особенностями

fi Стандартные проекты, самые современные
фл = от 1,3 до 1,4

фл = от 1,1 до 1,2

(аналогичные системы уже работают)
фл = от 0,9 до 1,1

Проектная модификация существующих систем,
fi = от 0,7 до 0,9

Небольшая вариация существующих проектов
фл = от 0,4 до 0£у


В отличие от факторов fi и f3 Технический фактор качества f2 является фактором, производным от технических характеристик проекта. Этот фактор различен и характерен для каждой технической системы и может быть наиболее важным фактором, определяющим стоимость. Этот коэффициент основан либо на относительной чистой массовой доле, характеристиках, либо на другом важном факторе влияния на стоимость, таком как количество квалификационных пусков в случае жидкостных ракетных двигателей.


Соответствующий опыт команды, которой доверена (или должна быть доверена) разработка нового проекта, является еще одним важным фактором затрат. Ясно, что неопытной новой команде потребуются большие усилия по разработке, чем команде, которая, к примеру, раньше сталкивалась с очень похожей задачей.

Таблица 3 – Ниже приведены некоторые основанные на опыте значения fs-фактора

Новая команда, нет соответствующего прямого опыта работы в компании
f3 = от 1,3 до 1,4 А

Частично новые проектные активности для команды
f3 = от 1,1 до 1,2

fg Компания / отраслевая команда с соответствующим опытом
f3 = 1,0

Команда выполняла разработку подобных проектов
f3 = от 0,8 до 0,9

Команда имеет превосходный опыт работы с такого рода проектами
f3 = от 0,7 до 0,8



2.3 CER разработки силовой установки / двигателя



Все CER в следующих главах были установлены с помощью процедуры, описанной в главе 1.24. Эталонные проекты указаны в графическом отображении базового CER, который представляет собой наилучшую аппроксимацию исторических данных о затратах методом дегрессии.

В эту группу двигательных установок входят двигатели на твердом топливе, которые имеют сегментированный или одинарный корпус двигателя. Корпуса двигателей могут быть изготовлены из стали, композита на основе кевлара или композита на основе углеродного волокна. Применяются для интегрированных в спутники двигателей апогея, двигательных модулей (прикрепленных к спутникам) или в качестве простых накладных ускорителей для увеличения тяги ракет-носителей. В этом случае рассматриваются только небольшие наддувные двигатели с неподвижными соплами.



Рисунок 6 – Примеры конструкции однокорпусных и сегментных двигателей

Более крупные ускорители с системой изменения вектора тяги (подвижное сопло или система впрыска жидкости) и многоразовые ускорители с твердотопливными двигателями рассматриваются в главе 2.41.

На рисунке 6 показаны примеры типичных РДТТ; на фиг. Показано соотношение между массой топлива и чистой массой двигателя. Используются сегментированные блоки массой пороха свыше 100 Мг. Также указана разница между массой самого двигателя и укомплектованной бустерной утилизированной установки.


Существует десять эталонных проектов с достаточными техническими и стоимостными данными, от небольших спутниковых двигателей апогея до больших многосегментных разгонных двигателей ракет-носителей.

Полученный базовый CER для твердотопливных ракетных двигателей изображен. Из-за необычайного факта, что для 10 эталонных проектов уже существует хорошая корреляция без применения технического коэффициента качества, такой коэффициент здесь не введен.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК



1 Д.Э.КОЭЛЛЕ: Статистико-аналитическая модель Кослена, связанная с развитием и фертильностью Раумфартгерата, Диссертация в Мюнхенском техническом университете, июль 1971. Опубликовано в журнале RAUMFAHRTFORSCHUNG, том 15, №5/71 (часть 1) и в № 1/72 (часть 2).

2 М.К.ХЬЮСТОН, Дж.Дж.ФИШ и Э.К.БРЭДЛИ (Аэрокосмическая корпорация): Точность анализа стоимости ракеты-носителя, материалы конференции SAE по космическим технологиям, май 1967 г.

3 Д.Э.КОЭЛЛЕ и Х.Х.КОЭЛЛЕ. Анализ будущей недорогой космической транспортной системы, ACTA ASTRONAUTICA, том 6 (1979), стр. 1635-1667

4 D, Э.КЕЛЛЕ (MBB) : Анализ производительности и затрат SSTO plus OTV

в качестве системы транспортировки тяжелых грузов на геосинхронную орбиту, lAF- Документ 78-A-27. Международный. Астронавтический конгресс, Дубровник/Югославия, октябрь 1978

5 Э.У.БОНЕТТ (McDonnell-Douglas): История затрат на семейство ракет-носителей "ТОР-ДЕЛЬТА", Конгресс lAF в Амстердаме, октябрь 1974 г.

6 Г.Х.ФИШЕР (Rand Corp.): Обсуждение неопределенности в анализе затрат, Отчет Rand Corp., апрель 1962 г.

7 R, Х.НАНСЕН и Х.Дирамио (Boeing Co.): Тяжеловесные грузовые суда - A

Транспортная система будущего, AIAA-Документ 78-316 (1978)

8 П.Д.КАСТЕНХОЛ2 (Rocketdyne): Двигатель космического челнока, доклад на 24-м конгрессе lAF, Баку/Азербайджан, октябрь 1973

9 Р.Р.АТЕРТОН и М.ПАЙК (Pratt & Whitney): Стоимость ракетного двигателя и

Соображения по надежности для многоразовых ракет-носителей, отчет №PWA-FR-1191, ноябрь 1964 г.

10 Д.Э.КОЭЛЛЕ (MBB): Модель TRANSCOST и ее применение к будущему системному анализу (ARIANE 5), Документ iAA-82-226, 33-я Международная конференция.Астронавтический конгресс, Париж, сентябрь 1982 г.

11 Отчет BOEING №. ДИ 80-19845-3, 1976

12 М.К.ХЬЮСТОН, Дж.Дж.ФИШ и Э.К.БРЭДЛИ (Аэрокосмическая корпорация): Анализ точности затрат на ракету-носитель, Материалы конференции SAE по космическим технологиям, Пало-Альто, Калифорния, май 1967 г.

13 Д.Дж.ШРАМО (ЦУР НАСА) и Б.Р.ФОУШИ, П.Дж.ЛИРИ (GD-Convair): "КЕНТАВР", основной элемент современной космической транспортной системы, 25-й ЛАК, Амстердам, октябрь 1974 г.

Смотрите также файлы