НИР Арутюнян1. Отчет по нир справочник по проектированию стоимости для космических транспортных систем

Название	Отчет по нир справочник по проектированию стоимости для космических транспортных систем
Дата	27.03.2023
Размер	321.96 Kb.
Формат файла
Имя файла	НИР Арутюнян1.docx
Тип	Отчет #1019290
страница	1 из 3

1 2 3

Министерство науки и высшего образования Российской Федерации

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение

высшего образования

«Южно-Уральский государственный университет

(национальный исследовательский университет)»

Высшая школа экономики и управления

Кафедра «Экономика и финансы»
Отчет по НИР
СПРАВОЧНИК ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ СТОИМОСТИ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ

Руководитель работы, доцент

кафедры ЭиФ

(должность)

_ / Д.В. Кандауров к.э.н./

(И.О. Фамилия)

_2023г.

Автор работы

Студент 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 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.

1 2 3