CC BY
22
УДК 338.45
ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ИНСТРУМЕНТЫ ОПТИМИЗАЦИИ ПРОГРАММНЫХ МЕРОПРИЯТИЙ ПО РАЗВИТИЮ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Вейко Алексей Владимирович
ассистент кафедры прикладной экономики Российского университета дружбы народов (РУДН), кандидат экономических наук
В статье исследуется механизм формирования производственной программы предприятий ракетно-космической отрасли, который определяется исключительно регулятором в лице национальных космических агентств. В ходе формирования государственной программы заказчику необходимо не только определиться со своими потребностями, но и задать предприятиям задания в виде серийных поставок и научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. При этом в качестве заданий будут выступать не только требования по техническим характеристикам изделий, но и их экономические параметры.
Ключевые слова:
• ракетно-космическая отрасль,
• производственная программа,
• экономические параметры,
• оптимизационные расчёты.
Veyko Alexey Vladimirovich, assistant to department of applied economy of the Peoples' Friendship University of Russia,
candidate of economic sciences, Moscow, Russian Federation.
Economic instruments of optimization of program actions for development of carrier rockets
In article the mechanism of formation of the production program of the enterprises of space-rocket branch which is defined only by the regulator represented by the National Space Agencies is investigated. During formation of a state program to the customer it is necessary not only to decide on the requirements, but also to set to the enterprises of a task in the form of serial deliveries and research and developmental works. Thus will act as tasks not only the requirement for technical characteristics of products, but also their economic parameters.
Keywords:
• space-rocket branch,
• production program,
• economic parameters,
• optimizing calculations.
Поскольку в условиях монопсониче-ского рынка производственная программа предприятий ракетно-космической отрасли определяется исключительно регулятором в лице национальных космических агентств, то в ходе формирования государственной программы заказчику необходимо не только определиться со своими потребностями, но и предоставить предприятиям задания в виде серийных поставок и НИОКР. При этом в качестве заданий будут выступать не только требования по техническим характеристикам изделий, но и их экономические параметры.
Таким образом, с точки зрения мо-нопсониста, все цены являются заранее определенными. Но существует ряд факторов, решение которых выходит за пределы ответственности монопсониста, они не подлежат оптимизации, и реакция экономической системы на их проявления может быть скорректирована только при помощи ситуационного управления. Наиболее важными из этих факторов являются: изменение организационной структуры отрасли; рост тарифов и зарплат; изменение государственной политики в части социально-экономического развития страны и другие.
Исходя из этого, к разрабатываемому научно-методическому аппарату синтеза производственной программы следует предъявить следующие требования:
- по степени детализации. Научно-методический аппарат должен позволять прогнозировать трудоемкость, материалоемкость, размер накладных расходов до уровня крупно-узловой сборки изделия. При этом ограниченность задачи только ракетами-носителями позволяет использовать для прогнозирования стоимости покупных комплектующих укрупненные методы;
- по точности. Существующие нормативные документы требуют достиже-
ния на этапе планирования точности не ниже 10 % отклонения от фактически прогнозируемой цены при условии известности производственной программы по государственным заказам и 100 % надежности техники;
- по исходным данным. В качестве исходных данных для прогнозирования должны выступать выраженные в денежном эквиваленте максимально допустимые объемы государственных заказов в части серийных поставок;
- возможности государства по финансированию НИОКР, направленных на развитие системы средств выведения.
Результаты анализа существующих методов планирования государственным заказчиком мероприятий по развитию космических транспортных систем показали невозможность их практического применения в силу малой достоверности. Поэтому была осуществлена декомпозиция изделия по этапам работы с ним. Этот аспект обусловил необходимость поиска следующих зависимостей: товарной цены на маршевые двигатели; стоимостно-функциональной модели, описывающей изменение экономических параметров под воздействием заказчиков.
Применительно к практике прогнозирования стоимости продукции на ракеты-носители и их комплектующие - это означает существование класса типовых функций1, которые общеприняты при планировании стоимости производства изделий (Формулы 1-3):
• линейной регрессии:
с = а + Ехд (1)
• мультипликативные модели:
с = а0Па1Х1 (2)
• степенные функции:
с = а0Пх1а1 (3)
В процессе развития ракетно-космическая техника претерпевает существенные изменения, которые оказывают влияние на состав и структуру параметров Х1 и значения регрессионных коэффициентов а1.
Исходя из идентичности производственных процессов, связанных с производством ракет-носителей и их комплектующих, в качестве основного вида функций в дальнейшем будет использоваться функции вида (3). С экономической точки зрения это означает, что:
ПХ1а1 - будет выступать в роли безразмерного критерия подобия;
а0 - обозначает стоимость изделия с критерием подобия равным 1.
Для уточнения состава характеристик и статистических коэффициентов моделей рассмотрим более детально процесс управления развитием ракетно-космической техники. В общем случае потребности государства в осуществлении запусков могут быть формализованы в следующем виде:
КА ) = {М КА (мин ) М(макс ) 1} (4)
где М1КА(мин) и М1КА(макс) -минимальная и максимальные массы КА в I -году запуска.
Исходя из формулы (4), головные предприятия разрабатывают предложения по основным проектным характеристикам средств выведения (смотри Таблицу 1).
При этом расчеты с помощью данных методик показывают существенный разброс в прогнозируемых и фактических значениях стоимости производства серийных изделий2,3. Основной причиной, приведшей к такому результату, является некорректный прогноз стоимости ракет-носителей, не учитывающий существующие тенденции к поддержанию
конкурентоспособности изделий, а также неверное предположение о линейном законе, описывающем зависимость стоимости от «сухой» массы изделия. Данная ситуация усугубляется также тем, что в случае форсирования двигательных установок их масса незначительно изменяется, а стоимость растет быстро. Причем отклонения в оценке могут составлять свыше 100 %, что не позволяет использовать их при планировании управления развитием РКТ. Формулы также не учитывают того, что внешние факторы являются нестатичными. Для определения причины рассмотрим максимально достижимую точность планирования цен в зависимости от уровня зрелости технологии изготовления продукции РКТ (Рисунок 1).
Для расчета прогнозных цен на изделия предлагается подход, основанный на четырех этапах:
1. Произвести декомпозицию изделия на элементарные составляющие, т. е. перейти к рассмотрению менее сложных систем с учетом выдвинутого Л. Заде «принципа несовместимости», в соответствии с которым по мере детализации модели в нее вносится все больше недостаточно определенных факторов, что неизбежно приводит к возрастанию неопределенности конечных результатов. В итоге на определенном этапе усложнения модели, несмотря на кажущуюся высокую точность, обусловленную детализацией описания, модель оказывается практически бессодержательной. Применительно к рассматриваемым техническим предложениям это означает, что невозможно в условиях отсутствия данных о ракетных блоках обеспечить степень неопределенности прогнозирования стоимости изделий на уровне менее 7 % (требуемая инженерная точность).
2. Построить на основе получен-
Наименова- II -я ступень РД-1 РД-9
ние характеристик РД-2 РД-3 РД-4 РД-5 РД-6 РД-7 РД-8 РД-9
Стартовая 680 681 841 841 974 721 702 680 673 705,5 714
масса,т
Масса полез- 17,5 23 21 21 22,7 22 19 23,8 23 21,5 20
ного груза, т
Стоимость из- 1,79 2,05 1,92 1,92 1,92 2,18 2,3 2,69 2,69 2,43 2,56
готовления РН
в сериином производстве, млрд. руб.
Сухая масса РН, т 47,6 47,67 58,87 58,87 68,18 50,47 49,14 47,6 47,11 49,39 49,98
Расчет стои- 1,72 1,72 2,12 2,12 2,46 1,82 1,77 1,72 1,7 1,78 1,8
мости изго-
товления по
существукю-щим моделям, млрд. руб.
Отклонение в 0,08 0,33 0,2 0,2 0,54 0,36 0,53 0,97 0,99 0,65 0,76
рассчитанной стоимости, млрд. руб.
Отклонение в 0,04 0,16 0,11 0,11 0,28 0,16 0,23 0,36 0,37 0,27 0,3
рассчитанной стоимости, %
Таблица 1. Возможные варианты изделий
Рисунок 1. Неопределенность в прогнозировании цен на продукцию предприятий
ной декомпозиции технологически обусловленные модели. Данные функциональные зависимости позволяют связать технические характеристики с экономическими через технологически обусловленные значения коэффициентов. С формальной точки зрения это означает задание диапазонов изменения коэффициентов, которые в эконометрике предполагается получать исходя из математической статистики.
3. Решить для полученных связей частные оптимизационные задачи по минимизации риска ошибки лица, принимающего решение на основе получаемой модели. С формальной точки зрения это означает поиск в заданных диапазонах таких значений коэффициентов, чтобы максимальное отклонение в планируемом параметре было минимальным.
4. Принимая во внимание требование к предприятиям-производителям осуществлять работу по государственному заказу в полном соответствии с Положением РК-11 (фактически декларирующим процесс принятия решений в ходе реализации проектов), произвести свертку полученных экономических параметров элементарных изделий в единый показатель, отражающий, например, стоимость изделия.
Исходя из этого, рассмотрим существующие в настоящее время требования к средствам выведения:
1. Компоненты топлива, используемые на РКН, должны оказывать минимальное неблагоприятное воздействие на окружающую среду (быть экологически безопасными). Данное требование должно способствовать снижению услуг на пуски путем сокращения затрат на работы в местах падения отделяющихся частей.
2. В конструкции РН должны использоваться современные и перспективные конструкционные материалы, в том числе композиционные. Данное требование
должно привести к сокращению стоимости изготовления ракет-носителей за счет совокупного снижения трудоемкости и материалоемкости изделий.
Маршевые ЖРД для нового поколения ракет-носителей должны отвечать следующим общим требованиям:
1. Компоненты ракетного топлива должны быть экологически безопасными, иметь неограниченную сырьевую базу и широкое применение в других отраслях промышленности. Этим требованиям наиболее полно удовлетворяют следующие ракетные топлива: кислород + керосин; кислород + водород. Данное требование наследуется от общих требований к ракетам-носителям и рассматривалось ранее.
2. Двигатели должны иметь высокие энергетические характеристики, но их достижение не должно идти в ущерб надежности, безаварийности и стоимости ЖРД. Выдвигать требование к ЖРД по достижению предельно максимального удельного импульса тяги нецелесообразно, поскольку выполнение этого требования вступает в противоречие с требованием экономической эффективности системы за счет удорожания процесса производства изделия, способного работать на высоких давлениях и оборотах турбонасосного агрегата.
Анализ данных требований показывает, что для их соблюдения необходимо учитывать структуру изделия, а также стоимость компонентов. С этой целью декомпозируем изделие на составляющие части: ракетные блоки (в дальнейшем декомпозируются на двигательные установки, системы управления и конструкцию блока), адаптеры между ступенями и головной обтекатель. Подобное разделение производится на основе следующих обстоятельств: соответствует конструкторской документации на изделия; позволяет разделить изделие
на относительно простые компоненты; разрешает учесть структуру изделия; выделяет из изделия основные покупные изделия.
Предложенная декомпозиция дает возможность записать формулу расчета стоимости материалов в следующем виде:
С м (ТТХг) =
N
, (5)
т=1 } У '
где №Б - количество ракетных блоков; Мт -масса ракетного блока без двигателей и агрегатов, но с учетом адаптеров.
Важно отметить, что для изготовления ракет-носителей необходимо большее количество материалов, чем которое обозначено в основных характеристиках (масса уже готовой конструкции). При этом в процессе проведения НИОКР номенклатура материалов также может изменяться. Исходя из статистической обработки информации о технических характеристиках ракетных блоков, формула (5) примет полученный автором окончательный вид:
N РБ
См (ТТТХ -) = кпСММё6 £ыш , (6)
ш=\
где САМ*6 - стоимость одной тонны прокатных листов из алюминиево-магниевого сплава; М1пг - масса ракетного блока без двигателей и агрегатов, но с учетом адаптеров; к - нормативный коэффициент, отражающий потери материала при изготовлении изделий, а также расходы материалов на сборку изделия(спирт, титан). Значение данного показателя принято = 1,3 на основе данных о существующих конструкциях РН.
Используемые в формуле (8) показатели могут быть объяснены следующим образом: показатель СА1М§6 объясняется тем, что в процессе производства изделия более 90 % компонентов составляет алюминиево-магниевый сплав как наиболее дешевый и низкотребовательный к
процессу производства, но позволяющий выдерживать нагрузки. В существующих и перспективных изделиях использование композитных материалов является ограниченным в силу высокой стоимости; в условиях требований со стороны рынка по повышению энергоэффективности алюминиево-магниевые листы подвергаются обработке, вследствие чего происходит потеря материала; данный показатель подтверждается существующей статистикой по ракетным блокам.
С практической точки зрения соотношение в формуле (6) отражает существующую зависимость между стоимостью материалов и массово-габаритными параметрами ракетного блока. При этом стоимость ракетного блока напрямую будет зависеть от параметров двигательной установки: удельной тяги и времени работы. Физически это может быть объяснено тем, что первые два технических параметра определяют секундный расход топлива, а третий - время, в течение которого происходит сжигание топлива в камере сгорания. Исходя из этого, общий объем потребляемого ДУ топлива будет ориентировочно равен:
РТ
V = • т
топл т
1 Т
(7)
где РТ -тяга двигателя; 1Т - удельная тяга; Т -время работы двигательной установки.
Введем параметр - конструктивное совершенство ракетного блока, отражающий соотношение массы конструкции блока к его общей массе. В этих условиях максимальная масса блока будет ориентировочно рассчитываться как:
РТ
М = Т • Т • К с
и с
(8)
где Ксов - совершенство ракетного блока.
В этих условиях необходимо отметить, что увеличение эффективности
двигательной установки должно приводить к уменьшению массы ракетного блока, однако уменьшение массы неизбежно станет предъявлять повышенные требования к процессу производства ракетного блока. Таким образом, будет происходить изменение структуры цены на ракетный блок путем увеличения трудоемкости изготовления стоимости блока, стоимости ДУ и уменьшения стоимости материалов.
С учетом того, что доля материалов в общей стоимости блока является относительно малой величиной даже в условиях низкого коэффициента совершенства, данный параметр не будет сильно
влиять на стоимость запуска изделия. Оптимизация по данному параметру в условиях использования дешевых сплавов не является критичной. Помимо используемых материалов для создания ракетного блока необходимо также осуществить закупку двигательной установки и систем управления.
Для определения стоимости закупки двигательной установки рассмотрим существующие в настоящее время маршевые двигатели (Таблица 2).
Необходимо отметить, что в общем случае двигательные установки 2 и 3-й ступеней конструктивно отличаются от первых двух за счет более широкого
№ п/ п Наимено вание двигател я Стоим ость, млн руб. ^ т Pк, атм. Количе ство камер Масса, кг Удель ная тяга Удельный импульс, с Время работы, сек. Типовой номер срабаты вания
1. РД-275 48 150 170 1 1070 285 285 130 1
2. РД-108А 30 77,1 60 4 1075 257 315 140 2
3. РД-171 545 740 250 4 9300 309 315 140 1
4. РД-180 320 390 265 2 5100 311 317 140 1
5. РД-0163 150 250 150 1 4120 300 282 190 1
6. РД-0210 27,5 9 150 1 565 326 326 20 2
7. РД-0211 27,5 9 150 1 581 326 327 20 2
8. РД-0212 39 60 150 1 638 326 325 220 2
9. РД-191 175 191 257 1 2240 305 315 225 1
10. РД-0110 43 30 69 454 326 326 240 1
11. РД-0124 82 30 160 1 460 359 359 300 3
12. РД-107А 30 85,6 54,2 1090 316 257 310 1
13. РД-120 90 85 166 1 1125 350 455 315 2
14. РД-124А 82 30 160 500 359 350 430 3
15. РД-58М 62,5 8,5 79 1 255 352 361 720 3
16. КВД-1 50 7,5 60 1 282 462 462 800 3
17. РД-0146 55 10 80 1 317 470 463 1350 3
18. С5.92 33 2 98 1 75 327 327 2000 3
19. С5.98М 33 2 98 1 95 326 329 3200 3
Источник: составлено автором по научным источникам 4,5
Таблица2.Двигательные установкивценах2011 года
сопла, что вызвано необходимостью работы в условиях отсутствия атмосферы; более длительного времени работы, что вызвано необходимостью решения задачи корректировки орбиты в соответствии с циклограммой выведения.
Исходя из этого, разделим данные установки на два непересекающихся класса: маршевые - первая ступень; высотные - вторая и третья ступени. В качестве функции для расчета стоимости двигательной установки будем использовать степенные ряды, поскольку, как указано в источниках6,7, между данными изделиями существует структурная аналогия. Рассмотрим структуру двигательной установки. Она состоит из двух основных элементов: камер сгорания и турбонасосного агрегата.
В общем случае на стоимость камеры сгорания ракетного двигателя первой ступени оказывает влияние:
- масса камеры сгорания. При этом степень данного параметра должна ориентировочно лежать в диапазоне от 0,33 до 0,66 (определяется, исходя из геометрии создаваемого элемента, которая может лежать в диапазоне от конической до цилиндрической);
- давление в камере сгорания, влияющее на массу данного компонента (с учетом влияния на турбонасосный агрегат лежит в пределах от 0,7 до 1,8);
- удельный импульс, задающий через температуру в камере сгорания требования к жаропрочности камеры сгорания. При этом в соответствии с формулами расчета зависимость между тягой и удельным импульсом ЖРД не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя и может быть рассмотрена в качестве независимой величины. Кроме этого, расчетные параметры ЖРД зачастую отличаются от полученных в ходе экспериментов за счет потерь в камере сгорания. Данный
показатель также, как и тяга, оказывает влияние на геометрию двигателя. И с учетом того, что в идеальном случае данный параметр зависит от давления в камере сгорания, его диапазон также будет лежать в пределах от 0,7 до 1,8.
В целом на стоимость ТНА оказывает влияние создаваемое давление в камере сгорания и удельный импульс, приводящий к повышению требований к процессу производства турбины; время работы, влияющее на требования к производству турбонасосного агрегата, лежащее в пределах от 0,33 до 0,66.
Кроме этого, на процесс производства оказывает влияние количество камер сгорания, причем данное отношение не является линейным, поскольку в процессе изготовления многокамерных двигателей одной камере соответствует меньшее количество магистральных топливопроводов и турбонасосных агрегатов. Исходя из этого, показатель будет лежать в пределах от 0 до 1. Введение подобных диапазонов позволяет ограничить коэффициенты а, участвующие в расчете коэффициента подобия изделий и перейти к статистической обработке данных (смотри Таблицу 2).
Установление диапазонов позволяет перейти к решению задачи, связанной с установлением функциональной зависимости между выбранными параметрами и стоимостью двигательной установки.
В общем случае решение данной задачи может быть описано при помощи следующей трехэтапной схемы:
1. Выбор случайного образца (Таблица 2). При этом в соответствии с теорией подобия выбор конкретного образца является непринципиальным.
2. Решение при помощи численных методов задачи по минимизации эмпирического риска, выраженного в возможности нехватки финансирования:
| Сду - f (а,Х) | ^ min, (9)
где а = (а1е [тт^.^тах^ }- параметры функции (3,4); X = {х1} -выбранные технические характеристики.
3. Анализ и корректировка результата.
Выбор именно такого подхода обусловлен тем, что:
- применительно к стоимости распределение функции плотности вероятности остатков не подчиняется нормальному закону распределения;
- оценки, получаемые при помощи классических методов поиска регрессионных зависимостей, являются неадекватными в силу отсутствия в них учета существующих технологических процессов производства РКТ.
Практическое выполнение первых двух этапов с выбором в качестве образца двигателя РД-107А позволил построить следующую зависимость стоимости серийного двигателя от параметров ДУ (для двигателей первой ступени):
Сду = 0,0001958/^ 33Рк°'7К°М°'33/°'7Г°'33 , (10)
где РТ - тяга двигателя, т; Рк - давление
в камере сгорания, атм.; Кк - количество камер сгорания, шт.; М - масса (кг); I -удельный импульс; Т - время работы, сек.
При этом в качестве безразмерного коэффициента подобия выступает ы>,ззро.7Комо,1з}о.7То,зз а в качестве стой-
т к хч
мости единичного приращения технологического показателя сложности изготовления (0,0001958^°'33Рк07^М0 33/°7'Г0'5) 0,0001958. Для анализа полученных данных построим зависимость между рассчитанными и фактическими значениями (Рисунок 2).
Данные анализа Рисунка 2 показывают, что фактическая и прогнозные стоимости изделия будут образовывать корреляционную зависимость с тангенсом угла наклона, равным 1, это свидетельствует о точности построенной модели.
Но необходимо отметить, что процессу серийного производства ДУ могут соответствовать этапы контрольно - выборочных испытаний, что обусловливает необходимость в качестве прогнозных значений использовать не Формулу(10), а соотношение:
РД-171
РД-110 РД-0163 РД-191 РД-0110 РД-107А
Наименование двигателя
Рисунок 2. Зависимость между рассчитанными и фактическими значениями
= 0,0001958КР?33Р?-7К°М°-331°-7Т033 , (11)
где К - равен 1,1 исходя из стандартного соотношения: на каждые 10 изготовленных двигателей приходится один, предназначенный для проведения огневых испытаний на стендах.
Аналогичным образом для двигательных установок верхних ступеней:
= (12)
Необходимо отметить, что различие в статистических коэффициентах логически объясняется тем, что для двигателей верхних ступеней предъявляются пониженные требования к конструкции в части основных технических характеристик, вызванные условиями применения двигательных установок. При этом анализ конструкций верхних ступеней показывает, что данные требования приводят к тому, что становится невозможно рассматривать различные двигатели порознь, а только в совокуп-ности.Например, РД-210 и РД-211, составляющие двигательную установку второй ступени по формуле 3+1. Исходя из этого Формула (12) примет свой окончательный вид:
Сду = Ъ.ПКР?'3<д^Д4/°-370Д4,( 13)
где К - равен 1,1 исходя из стандартного соотношения: на каждые 10 изготовленных двигателей приходится один, предназначенный для проведения огневых испытаний на стендах.
Адекватность полученных моделей обусловлена тем обстоятель ством, что при поиске значений коэффициентов {йг};е[1,...,6] был задан технологически обусловленный диапазон возможных значений в коэффициенте подобия двигательных установок (р^^к^м^^т**). Кроме этого, жесткость правил ценоо-
бразования позволяет принять в качестве уровня, заложенного в прогнозное значение цены показателя рентабельности, его нормативное значение.
Формулы (11) и (13) наглядно иллюстрируют, что цена двигательных установок будет в большей степени зависеть от давления в камере сгорания и связанного с ней удельного импульса, нежели чем от остальных параметров двигательной установки. Для оценки данного влияния проведем свертку параметров Формул (12) и (13), используя данные Таблицы 2 и параметры Формулы (10) - тягу и давление в камере сгорания. Необходимо отметить, что данная свертка будет приводить к падению точности прогнозирования цены, но приведет к более наглядной оценке тренда. Исходя из этого, тренд, определяющий рост цены на двигательные установки, будет зависеть от параметров следующим образом:
СДУ = 0,00033Рт1Рк1,4 (14)
Принимая во внимание то, что зависимость стоимости двигательной установки от тяги линейна, а от давления в камере сгорания описывается 1,4 степенью, необходимо отметить, что наиболее экономичным вариантом развития двигателей на традиционных топливных парах будут являться двигатели с тягой в 250 т и 150 атмосфер в камере сгорания.
В случае, если приведенные характеристики недоступны (например, в случае создания абсолютно нового изделия), стоимость товарного изделия может быть рассчитана, исходя из следующего, разработанного автором соотношения: (мм _)2/3)
С = ((0,2М )2/3 +-к--Nк -(2011 - У )1,023 К ,
2
где М -сухая масса двигателя; 0,2 -доля ТНА в массе изделия; 0,8 - доля камер изделия в общей массе изделия;
2/3- коэффициент перехода от массы к площади поверхности изделия (предполагается цилиндрическая форма);
2 - коэффициент соотношения площадей цилиндра и конуса (типовая форма камеры сгорания); Nk - количество камер сгорания; У -год начала эксплуатации изделия; 1,023 - темпы освоения производства; К -коэффициент, определяющий усложнение производства за счет увеличения давления, а следова-
тельно, и температуры в камере сгорания, определяемой по формуле:
Г1,04 при P, < 150
K = \ 1k1 , (16)
[0,0005 Pk 1,51 при Pk > 150
где Pk -давление в камере сгорания.
Для определения трудоемкости изготовления ракетного блока определим основные технические характеристики блока (Таблица 3).
Наименование РБ-1 РБ-2 РБ-3 РБ-4
Тип КРТ кислород + кислород + кислород + кислород +
керосин керосин керосин водород
Сухая масса блока (без учета ПКИ), кг 5602 6782 11386 5901
Технологическая трудоемкость, 62870,74 66846,91 103929,68 62419,41
нормочас
Таблица 3. Ракетные блоки
Необходимо отметить, что основное влияние на данные характеристики оказывает используемая на блоке двигательная установка. Условно это влияние сказывается на баках с компонентами ракетного топлива и на силовых связях блока. Трудоемкость изготовления конструкции будет зависеть от используемых материалов. В частности, применение композитных материалов должно привести к увеличению трудоемкости за счет более сложной обработки деталей. Однако анализ технических предложений показывает, что использование подобных материалов будет носить ограниченный характер в силу их дороговизны.
Учитывая, что в общем случае определяющим в процессе построения блока будет являться площадь обрабатываемой поверхности, в качестве основного соотношения примем:
Т (ТТХ,) = аМЬ, (17)
где М -масса ракетного блока; М -приблизительный объем поверхности детали; а -трудоемкость изготовления единицы поверхности.
На том основании, что в общем случае ракетные блоки возможно считать телами вращения, параметр Ь будет ориентировочно равен 0,745. При этом данный показатель определяется тем, что помимо корпуса изделия необходимо также учитывать трудоемкость изготовления баков с компонентами топлива.
Исходя из этого, на основании данных Таблицы 3 окончательная формула расчета трудоемкости изделия будет связана с сухой массой блока (без учета ПКИ) следующим, полученным автором соотношением:
Т т (ТТХ,) = 9б,98Кр^М0и745, (18)
где Мт - масса ракетного блока без двигателей и агрегатов, но с учетом адаптеров; КРКТ - статистический коэффициент, равный 1 в случае использования высокотемпературного топлива и 1,4 для пары «водород - кислород».
В заключение статьи отметим, что, являясь одним из базовых элементов современной промышленности, высокотехнологичная промышленность ракетно-космической отрасли оказывает огромное влияние на развитие мировой экономики как напрямую, так и опосредованно. Сегодня сложно назвать продукт или услугу, в производстве или оказании которых в той или иной мере не были бы задействованы продукты и технологии высокотехнологичной промышленности ракетно-космической отрасли. Все более широкое внедрение высоких технологий, автоматизация производства, расширение сфер применения вычислительной техники и средств связи свидетельствуют об огромном потенциале отрасли и ее определяющем значении для эффективного развития и обеспечения экономической, социальной и военной безопасности государств в XXI веке8,9.
Важность последнего момента состоит в том, что высокотехнологичные предприятия ракетно-космической отрасли России в настоящее время в огромной степени определяют не только показатели современной конкурентоспособной продукции военного и гражданского предназначения, но и определяют уровень современного образования для инновационного производства10,11,12.
Литература
1. Новые наукоемкие технологии в технике: энциклопедия: в 25 т. Т. 25: Развитие и примене-
ние ракетно-космической техники и новых наукоемких технологий в XXI веке. Ч. 2: Совершенствование методологии программно-целевого планирования развития ракетно-космической техники / под общ ред. К.С. Касаева. - М.: НИИ «ЭНЦИТЕХ», 2006. - 431 с.
2. Кохно П.А., Кохно А.П. Сравнительный анализ методов ценообразования на новую продукцию // Общество и экономика.-2013, № 9. -С. 106-120.
3. Кохно П.А. Ценообразование на вооружение: методы управления // Военная мысль.-2013, № 11. - С. 3-13.
4. Афанасьев И. «Энергомаш» в новом тысячелетии // Новости космонавтики. - 2012, №8.
- С. 52-54.
5. Турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш / В.К. Иванов, А.М. Кашкаров, Е.Н. Ромасенко, Л.А. Толстиков // Конверсия в машиностроении. - 2006, № 1. - С. 15-21.
6. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей: общая теория ракетных двигателей: уч. для вузов / А.А. Дорофеев. - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1999. - 415 с.
7. Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет: уч. пособие для вузов. - Челябинск: Изд-во ЧГТУ 1996. - 92 с.
8. Кохно П.А. Прогноз развития определяющих производств. // Интеллектуальная собственность. Промышленная собственность, 2016, № 2.
- С. 11-18, №.3. - С. 35-43.
9. Кохно П.А. Мировые тренды инновационного развития высокотехнологичной промышленности/Интеллектуальная собственность. Промышленная собственность, 2015, № 5.-С. 52-62.
10. Кохно П.А., Ирадионов В.И. Инновационное образование : монография. В 2 т. Том 1 : Тенденции и модели. / П. А. Кохно, В. И. Ирадионов. - Тамбов: Изд-во ФГБОУ ВПО «ТГТУ», 2016. - 256 с.
11. Кохно П.А., Ирадионов В.И. Инновационное образование : монография. В 2 т. Том 2 : Эффективность подготовки. / П. А. Кохно, В. И. Ирадионов ; отв. ред. д-р экон. наук, проф. П. А. Кохно. - Тамбов : Изд-во ФГБОУ ВПО «ТГТУ», 2016. - 272 с.
12. Кохно П.А., Косарев С.В. Методология образования для инновационного производства // Научный вестник ОПК России, 2016, №1. -С. 3-14.
