НИР Арутюнян1. Отчет по нир справочник по проектированию стоимости для космических транспортных систем
 Скачать 321.96 Kb.
|
ГЛАВА 2. ЗАТРАТЫ НА ДЕМОНТАЖ (РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ И ДВИГАТЕЛИ)2.1 Разработка, Расходы, КритерииОценка 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.
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. |