Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Глава 20
Моделирование затрат
Robert Wong, TRW, Inc.
20.1. Введение в анализ затрат
Элементы анализа, методы оценки затрат, типы долларов.
20.2. Параметрический способ оценки затрат
20.3. Зависимости для оценки затрат
Затраты на космический сегмент, затраты на наземный сегмент и на эксплуатацию, затраты на пуск.
20.4. Другие темы
Анализ рисков, распределение затрат во времени, оценка затрат по порядку величины («Order of Magnitude» - примерная оценка), кривая освоения производства.
20.5. Пример создания спутниковой системы «FireSat».
Перевод: Кутовой С.В. (сл. 10)
Системные издержки – расчетный параметр. По существу, системные издержки изначально относятся к ранней стадии при разработке концепции так, чтобы мы имели возможность найти экономически эффективные решения для выполнения условий задачи программы. Позволяя только техническим требованиям влиять на управление стоимостными решениями для получения окончательной концепции, как правило, мы приходим к более дорогостоящим программам.
В этом разделе я:
Несмотря на то, что я буду опираться на правительственные программы, данные и модели, эти материалы также применимы и к коммерческим программам. Рекомендуемая стоимостная модель базируется на совмещении правительственных и коммерческих программ, хотя и с перевесом в сторону правительственных программ. В разделе 20.3 об этом будет сказано более подробно.
Рис. 20-1 показывает взаимосвязь ключевых элементов анализа затрат. Структура распределения затрат (CBS – Cost Breakdown Structure) или Структура распределения работ (WBS – Works Breakdown Structure) являются организационными таблицами, используемыми для сбора данных о затратах. CBS будет охватывать исследование, разработку, испытания и оценку (RDT&E – research, development, test and evaluation), как на этапе производства, так и на этапе эксплуатации. Это очень важно, так как это организует данные, помогает определить все наиболее значимые затраты, и дает нам возможность последовательно сравнивать одну систему с другой. Рис. 20-2 отображает СBS для космических систем. Это соответствует элементам архитектуры задачи, указанных в главах 1 и 2, с отличием только в не стоимостных элементах. Например, рис. 2.1. не включает в себя элементы орбитальной группировки. Несмотря на то, что космический, пусковой и наземный сегменты являются обычно самыми важными элементами, пользовательский сегмент, иногда, может быть самым дорогостоящим элементом системы. Мы распределяем затраты на эксплуатационный период в соответствии с графиком работ и этапами. Этот график может не быть обязательным для предварительных оценок затрат и процесса поиска оптимального решения, но это желательно для планирования и финансирования.
Каждый альтернативный подход дает конфигурацию, количество единиц аппаратов, специфику орбиты, перечень оборудования, определение объема программного обеспечения или программного оборудования, кадровое обеспечение для работ, и это все необходимо для подсчета стоимости системы в целом. Оценки нуждаются в таких типовых допущениях, как:
Нам также будет необходимо определить допущения относительно оборудования, предоставляемого правительством, процентное соотношение кривой освоения производства (см. раздел 20.4.4.) и другие единицы, входящие в состав конкретных элементов или системы в целом. Эти допущения определяют важную основу для понимания затрат и сопоставления этих затрат с такими же затратами в других программах.
Структура распределения затрат по элементам и концепция системы определяют тип применяемой стоимостной модели. Модели комбинируют данные по затратам, стоимостные соотношения и системные взаимосвязи, как это описано в разделе 20.2. Результаты в стоимостных моделях организуются при помощи структуры распределения затрат каждой системы, жизненного цикла (смотри ниже) и графика работ. Они включают в себя:
Все вместе эти элементы позволят провести всесторонний анализ, но мы можем пренебречь многими из них в том случае, если нам необходим только обзорный предварительный анализ.
Рис. 20-1. Подход к оценке стоимости всего проекта. Этот подход к анализу – всесторонен и обеспечивает стоимостной информацией, необходимой для правильной оценки систем-кандидатов.
Рис. 20-2. Структура распределения затрат, CBS. Структура распределения затрат является важным инструментом для представления информации о расходах и обеспечения последовательности при сравнении альтернативных вариантов.
Затраты по обеспечению жизненного цикла проекта разбиваются на три основные составляющие. Этап Исследования, Разработки, Испытаний и Оценки (RDT&E – Research, Development, Test and Evaluation) включают в себя проектирование, анализ, испытания макетов, экспериментальных моделей, прототипов и квалификационных узлов. В большинстве случаев, этап RDT&E рассматривается как этап единовременных затрат, и обычно включает затраты на первые летные узлы для квалификационных и летных приемочных испытаний и единовременные затраты на оснащение и подготовку наземных объектов. Этот этап не включает разработку технологии для компонентов системы. Этап производства включает в себя затраты на производство летных единиц и их запуск. Замещение спутников и запуски после того, как космическая система достигла своей расчетной эксплуатационной мощности, не рассматриваются как элементы производства.
Этап эксплуатации и технической поддержки (Operations and Support Phase) включает затраты на текущую эксплуатацию и техническое обслуживание, включая замену космического аппарата. В качестве альтернативного метода учета, замещение космического аппарата учитывается как производственные затраты. Это также считается обычным, но я буду полагать, что это относится к запасным элементам, обычно используемым для технического обслуживания.
Для большинства космических программ основные текущие операции и затраты на техническое обслуживание являются затратами на эксплуатацию наземной станции; для систем многократного использования типа Космического корабля «Шаттл», эта категория состоит из наземной команды и вспомогательных работ для нее.
Используются три основных метода для разработки моделей стоимости:
Параметрические модели стоимости наиболее подходят для этапа поиска оптимального решения, и, следовательно, на этом сфокусирована оставшаяся часть этой главы. Основные преимущества параметрических моделей стоимости состоят в следующем:
Основные ограничения в использовании параметрических моделей стоимости:
Мы должны признать эти ограничения и откорректировать наши оценки согласно потребностям соответствующей проблемы.
В разделе 20.3 представлены уравнения CER для вычисления стоимости космических систем, основанных на общеизвестных моделях. Если эти модели не применимы к определенной концепции, тогда, у нас может возникнуть необходимость в получении новых соотношений. Следующие абзацы кратко описывают этот процесс. Фишер [1970] предоставляет всестороннее освещение этого вопроса.
Рис. 20-3 показывает процедуру получения уравнения CER. Наш первый шаг должен состоять в проверке качества статистических данных, таким образом, чтобы они не были противоречивыми и правильно распределенными между единовременными и повторяющимися затратами и в тех же самых долларах базового года. Проектные или технические параметры, с которыми будут связаны затраты, должны быть в тех же самых единицах. Мы можем выбирать параметр или параметры, чтобы объяснить отклонение в затратах, основанное на суждении или на части получения уравнений CER.
Рис. 20-3 Получение уравнений CER для реального товара. Способ получения надежного уравнения CER - точная база соответствующих статистических данных по реально существующим программам.
Например, предположим, что управление ориентацией – это интересующая нас подсистема. Мы хотим составить затраты и вес этой подсистемы из различных программ, привести все затраты к долларам на 1992 год, и преобразовать все веса в килограммы. Затем, мы хотим выдвинуть гипотезу соотношения между затратами и определяющими параметрами, оценивая их по стандартным регрессионным программам. Для концептуального изучения, что является основной задачей этой книги, мы хотим ограничиться одним или двумя параметрами. Для оборудования, это могут быть, прежде всего, вес и мощность, эти параметры наиболее вероятно могут быть доступными во время изучения современной системы. Мы предпочитаем использовать закон мощности для этого соотношения (см. рис. 20-3) потому, что он учитывает ожидаемую нелинейность, относительно прост, и может быть рассчитан с помощью стандартных пакетов программ регрессионного анализа. К тому же, так как вес является наиболее общим параметром для соотношений расчета стоимости, силовая функция с экспонентой меньше единицы приспосабливает ожидаемое уменьшение влияния увеличивающегося веса на затраты.
Мы вычисляем соотношения, путем оценки затрат по отношению к их соответствующим параметрам, используя пакеты прикладных программ для регрессионного анализа или калькулятор. Для получения более подробной информации относительно статистики и регрессионных методов, смотрите, например, Inman и Conover [1983]. Результаты регрессии состоят в уравнении между стоимостью и параметром или параметрами, так же как и в статистике, показывающем, насколько хорошо соотношение соответствует данным. Двумя основными статистическими показателями являются коэффициент смешанной корреляции (coefficient of determination), R2, и стандартная ошибка (standard error), SE. R2 – показатель критерия адекватности, лежащий между 0 и 1, где 1 представляет собой идеальное соответствие. Как правило, мы стремимся к R2, равному 0.7 или больше. Однако, показатели R2 меньшей величины, не обязательно должны быть ликвидированы, а могут применяться с предостережением и пониманием стандартной ошибки. Показатель SE измеряет изменение стоимости относительно уравнения регресса. Регресс предполагает нормальное распределение относительно уравнения регресса, а показатель SE является одним среднеквадратическим отклонением. Чем меньше SE, как процент математического ожидания выборки данных по стоимости, тем регрессия более пригодна. Показатели SE для уравнений CЕR включены в этой главе в соответствующие таблицы. Эти показатели SE важны при анализе неопределенности в оценках, рассмотренных в разделе 20.4. Анализ неопределенности особенно желателен, когда показатели R2 принимают крайние значения. Мы получаем уравнения CER из статистических данных, таким образом, эта методология может не отражать прогресс, обычно рассматриваемый при поиске фантастических решений. Я выполнил корректировки по новым технологиям в табл. 20-7 раздела 20.3, основываясь на детальных оценках ожидаемого влияния специфики технологии на уравнение CER.
Для соблюдения логической последовательности относительно издержек и, во избежание путаницы при рассмотрении результатов анализа затрат, при анализе затрат должны использоваться доллары базового года. Для рассмотрения примеров в этой главе, базовые доллары приняты на1992 год. Инфляция принята на нулевом уровне на протяжении всего оцениваемого период. Это упрощает вычисления и интерпретацию результатов особенно во время сравнения альтернатив. Если требуется финансирование проекта по годам, то затраты должны быть рассмотрены сначала по годам в постоянных долларах, а затем преобразованы в реальные (real) доллары или доллары последующих лет (then-year), путем умножения каждого годового значения финансирования на соответствующий коэффициент инфляции. Табл. 20-1 представляет собой таблицу коэффициентов инфляции на период с1992 по 2005 гг. основанной на оценках Департамента Секретаря Обороны (OSD – Office of the Secretary of Defense). Для обновленного прогноза следует связываться с OSD. Альтернативная коммерческая оценка коэффициентов инфляции - это прогнозные оценки системы “PRICE” компании «Дженерал Электрик» (General Electric PRICE system).
Проектные издержки в базовых долларах на 1992 год обособлены от концепции современной стоимости проекта на 1992. Концепция Современной стоимости (Present Value) основана на стоимости денег во времени. Один доллар в 1992 стоит больше, чем доллар в 1995, так как доллар 1992 года мог бы быть вложен и принес бы прибыль так, что его стоимость в 1995 году была больше чем один доллар (в базовых долларах 1992 года). Возросшая стоимость не основывается на инфляции, это повышение цены могло бы произойти даже без инфляции.
Чтобы пояснять концепцию современной стоимости, рассмотрим сравнение стоимости двух проектов. Оба проекта удовлетворили все технические требования. Проект А имеет период разработки – три года, требующий финансирование по годам: $10 млн., $5 млн., и $1 млн. в долларах на 1992 год. Проект B имеет потребность в финансировании $1 млн., $5 млн., и $10 млн. в долларах на 1992 год. Таким образом, для обоих проектов сумма финансирования одинакова. Однако, покупатель этого проекта, правительство или другие, предпочтут второй проект, с экономической точки зрения, так как он предполагает больший расход средств в будущем, чем в ближайшее время. Покупатель Проекта B мог инвестировать оставшиеся $9 млн. в первом году и иметь дополнительные средства в конце проекта. Обычный путь проведения сравнения состоит в том, чтобы вычислить современную стоимость для обоих проектов, используя коэффициент дисконтирования. Коэффициент дисконтирования (discount rate) – стоимость денег во времени, 10 % - стандартная величина для процесса поиска оптимального решения.
Таблица 20-1.
Коэффициенты инфляции, основанные на прогнозе Департамента Секретаря Обороны.
|
TO |
фин. год92 |
фин. год93 |
фин. год94 |
фин. год95 |
фин. год96 |
фин. год97 |
фин. год98 |
фин. год99 |
фин. год00 |
фин. год01 |
фин. год02 |
фин. год03 |
фин. год04 |
фин. год05 |
|
Уровень инфляции |
1,040 |
1,037 |
1,034 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
1,031 |
|
из фин. года 80 |
1,965 |
2,037 |
2,107 |
2,172 |
2,239 |
2,309 |
2,380 |
2,454 |
2,530 |
2,609 |
2,690 |
2,773 |
2,859 |
2,948 |
|
фин. год81 |
1,760 |
1,826 |
1,888 |
1,946 |
2,006 |
2,069 |
2,133 |
2,199 |
2,267 |
2,337 |
2,410 |
2,484 |
2,562 |
2,641 |
|
фин. год82 |
1,540 |
1,597 |
1,651 |
1,703 |
1,755 |
1,810 |
1,866 |
1,924 |
1,983 |
2,045 |
2,108 |
2,174 |
2,241 |
2,311 |
|
фин. год83 |
1,414 |
1,466 |
1,516 |
1,563 |
1,611 |
1,661 |
1,713 |
1,766 |
1,821 |
1,877 |
1,935 |
1,995 |
2,057 |
2,121 |
|
фин. год84 |
1,321 |
1,369 |
1,416 |
1,460 |
1,505 |
1,552 |
1,600 |
1,649 |
1,701 |
1,753 |
1,808 |
1,864 |
1,922 |
1,981 |
|
фин. год85 |
1,277 |
1,324 |
1,369 |
1,412 |
1,456 |
1,501 |
1,547 |
1,595 |
1,645 |
1,696 |
1,748 |
1,802 |
1,858 |
1,916 |
|
фин. год86 |
1,242 |
1,288 |
1,332 |
1,373 |
1,416 |
1,460 |
1,505 |
1,552 |
1,600 |
1,649 |
1,701 |
1,753 |
1,808 |
1,864 |
|
фин. год87 |
1,210 |
1,254 |
1,297 |
1,337 |
1,379 |
1,421 |
1,465 |
1,511 |
1,558 |
1,606 |
1,656 |
1,707 |
1,760 |
1,815 |
|
фин. год88 |
1,174 |
1,218 |
1,259 |
1,298 |
1,339 |
1,380 |
1,423 |
1,467 |
1,512 |
1,559 |
1,608 |
1,657 |
1,709 |
1,762 |
|
фин. год89 |
1,127 |
1,169 |
1,208 |
1,246 |
1,285 |
1,324 |
1,365 |
1,408 |
1,451 |
1,496 |
1,543 |
1,591 |
1,640 |
1,691 |
|
фин. год9o |
1,084 |
1,124 |
1,162 |
1,198 |
1,235 |
1,273 |
1,313 |
1,354 |
1,396 |
1,439 |
1,483 |
1,529 |
1,577 |
1,626 |
|
фин. год91 |
1,040 |
1,078 |
1,115 |
1,150 |
1,185 |
1,222 |
1,260 |
1,299 |
1,339 |
1,381 |
1,424 |
1,468 |
1,513 |
1,560 |
|
фин. год92 |
1,000 |
1,037 |
1,072 |
1,106 |
1,140 |
1,175 |
1,212 |
1,249 |
1,288 |
1,328 |
1,369 |
1,411 |
1,455 |
1,500 |
|
фин. год93 |
0,964 |
1,000 |
1,034 |
1,066 |
1,099 |
1,133 |
1,168 |
1,205 |
1,242 |
1,280 |
1,320 |
1,361 |
1,403 |
1,447 |
|
фин. год94 |
0,933 |
0,967 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
1,238 |
1,277 |
1,316 |
1,357 |
1,399 |
|
фин. год95 |
0,905 |
0,938 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
1,238 |
1,277 |
1,316 |
1,357 |
|
фин. год96 |
0,877 |
0,910 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
1,238 |
1,277 |
1,316 |
|
фин. год97 |
0,851 |
0,882 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
1,238 |
1,277 |
|
фин. год98 |
0,825 |
0,856 |
0,885 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
1,238 |
|
фин. год89 |
0,801 |
0,830 |
0,858 |
0,685 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
1,201 |
|
фин. год00 |
0,777 |
0,805 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
1,165 |
|
фин. год01 |
0,753 |
0,781 |
0,808 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,913 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
1,130 |
|
фин. год02 |
0,731 |
0,758 |
0,783 |
0,808 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
1,096 |
|
фин. год03 |
0,709 |
0,735 |
0,760 |
0,783 |
0,808 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,913 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
1,063 |
|
фин. год04 |
0,687 |
0,713 |
0,737 |
0,760 |
0,783 |
0,808 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
1,031 |
|
фин. год05 |
0,667 |
0,691 |
0,715 |
0,737 |
0,760 |
0,783 |
0,808 |
0,833 |
0,858 |
0,885 |
0,912 |
0,941 |
0,970 |
1,000 |
Современная стоимость, (PV – present value), получена путем умножения величины финансирования в течение каждого года на коэффициент:
где
n - год проекта (относительно базового года для долларов), а
d – коэффициент дисконтирования.
Для проекта A, современная стоимость со ставкой дисконтирования 10 % равна:
PVА =10/(1+0.1)0 +5/(1+0.1)1 +1/(1+0.1)2=15.4
Для проекта B, современная стоимость равна:
PVB= 1/(1+0.1)0 +5/(1+0.1)1 + 10/(1+0.1)2=13.8
Таким образом, проект B менее дорог, чем проект А на $1.6 млн. или, грубо на 10% в величинах современной стоимости.
Соответствующий коэффициент дисконтирования – величина спорная. Если у вас есть возможность, поработайте с коэффициентом дисконтирования как с параметром, и определите, при каком коэффициенте дисконтирования один проект был бы предпочтительнее другого.
Все затраты, упомянутые в этой главе, исключают оплату основного подрядчика, но включают все другие прямые, непрямые, общие и административные затраты. Оплата должна быть добавлена, если она будет включена в цену поставки. Эта оплата - обычно договорная величина, но 10 % являются типовой величиной для анализа стоимости.
Табл. 20-2 представляет результаты процедуры вычисления параметрических стоимостных оценок, использующих модели стоимости данной главы. Информация, необходимая для проектирования системы, показана в табл. 20-3 наряду с величинами, полученными предварительно для примерного проекта “FireSat”.
Таблица 20-2.
Процесс параметрический оценки стоимости.
Этот процесс позволяет определить общую стоимость жизненного цикла проекта.
|
Шаг |
Ссылка |
Идентифицировать все элементы затрат |
Рис. 20-2 |
|
Таблица 20-3 |
Стоимость RDT&E Стоимость программного обеспечения Стоимость первой единицы Стоимость последующих единиц |
Таблица 20-4 Таблица 20-8 Таблица 20-5 Раздел 20.4.4 |
|
Таблица 20-12 |
Первая наземная станция Стоимость программного обеспечения Дополнительные наземные станции Наземные терминалы |
Таблица 20-9 Таблица 20-8 Таблица 20-9 Таблица 20-11 |
Запасные части космического сегмента Запасные части пускового сегмента Эксплуатация и обслуживание наземного сегмента |
Раздел 20.4.4 Таблица 20-12 Таблица 20-10 |
|
Сумма пунктов 3-6 выше |
Показанные шаги описывают общий процесс, представленный на рис. 20-1. Процедура начинается с разработки CBS и сбора соответствующих характеристик космической системы. Следующие четыре шага определяют основные элементы затрат на жизненный цикл проекта, рассчитывая затраты на космический, пусковой и наземный сегменты, после которых следуют затраты на эксплуатацию и техническую поддержку. Уравнения CER для оценки каждого элемента стоимости приводятся в разделе 20 3. Уравнения CER представлены на уровнях системы и подсистемы и для RDT&E, а также для производства теоретической первой единицы (theoretical first unit), или TFU. TFU является основой для вычисления стоимости единицы продукции в серийном производстве, как описано в разделе 20.4.4.
Табл. 20-4, 20-5, и 20-6 раздел 20.3.1 представляют рекомендованные уравнения CER космического сегмента для RDT&E, TFU вместе с факторами для программного уровня, технологии и наследия. Эта модель в основном получена из уравнений CER для Беспилотной модели космического аппарата, USAF, Пятая редакция [Fong, 1981]. Шестая редакция уже опубликована [Hillebrand, 1988], но Пятая редакция представляет собой предлагаемую стоимостную модель в том виде, как она была наиболее широко принята для прогноза.
Таблица 20-3
Характеристики космической программы, необходимые для Параметрического стоимостного моделирования
|
Характеристика |
Ссылки |
Спутник «FireSat» Пример |
|
1. Спутниковая система |
||
|
Количество КА в системе |
7.1, 7.6 |
2 |
|
Высота орбиты |
3.3, 7.1 |
800 км |
|
2 . Внешние ресурсы связи |
||
|
TDRS |
13.1, 13.2 |
Нет |
|
DomSat |
13.1, 13.2 |
Нет |
|
3 . Космический сегмент |
||
|
Полезный груз |
||
|
Тип |
9.1 |
ИК |
|
Вес (Связь) |
13.4 |
- |
|
Апертура (ИК-, видимый диапазоны) |
9.3 |
0.26 м |
|
Платформа КА |
||
|
Сухой вес подсистем |
10.2, 10.3 |
Таблица 20-15 |
|
Мощность на момент начала жизни |
10.2, 10.3 |
110Вт |
|
Линии кодирования летного ПО |
16.2 |
20K |
|
Расчетная долговечность космического сегмента |
10.4 |
7 лет |
|
4. Пусковой сегмент |
||
|
Ракета-носитель |
18.1 18.2 |
Pegasus (Пегас) |
|
Разгонный блок |
18.1 18.2 |
нет |
|
Стартовый полигон |
18.1 18.2 |
- |
|
Количество КА на пуск |
18.1 18.2 |
l |
|
5. Наземный сегмент |
||
|
Количество мобильных и фиксированных станций |
13.1 15.6 |
1 фикс. |
|
Язык программного обеспечения |
16.3 |
АДА |
|
Линии кодов |
16,2 |
162K |
|
Новое или существующее оборудование и сооружения |
15.2 |
Новое |
|
Рабочая частота связи |
13.3.5 |
UHF |
|
6 Эксплуатация и техническое обслуживание |
||
|
Длительность полета от IOC |
1.4 |
7 лет |
|
Количество персонала |
14.2 |
12 |
|
Количество резервных КА |
19.1 |
0 |
|
Количество «Шаттлов», поддерживающих полет |
19.1 |
0 |
IOC - Initial Operating Capability = времени запуска первого спутника для обеспечения эксплуатационных данных.
Мы включили эти пункты в каждую из категорий уравнения CER:
Этот раздел представляет конкретные уравнения CER, рекомендованные для предварительного анализа миссии и проектирования. Представленные стоимостные модели покрывают следующие элементы, определенные в главе 20.2 выше.
Уравнения CER из табл. 20-4 и 20-5 будут представлять затраты в тысячах долларов на базовый 1992 год* как функцию от указанных параметров (см. раздел 20.1.3 для конвертирования для других лет). Эти зависимости CER являются производными от статистических действительных данных и, следовательно, являются ограниченными в пределах параметрических величин. Некоторые отличия между диапазонами уравнений CER для RDT&E и производства существуют из-за достоверности данных, находящихся в наличии для выведения уравнений CER. В таблицах представлены возможности применения; однако, для сохранения их достоверности, уравнения не могут быть использованы более чем на 25% за пределами данных ограничений параметров. Также представлена стандартная ошибка, а ее применение для стоимостной оценки рисков или неопределенности представлено в разделе 20.4. Этот анализ неопределенности особенно важен, когда уравнение CER имеет предельный R2. В большинстве случаев, уравнения CER для производства имеют более высокие R2 благодаря более высокому уровню непостоянства, определенному на этапе разработки программы.
Уравнения CER для подсистем платформы космического аппарата главным образом основываются на весе. Преимуществом этого является то, что на протяжении фазы выработки концепции и фазы разработки миссии весовые и энергетические оценки являются обычно доступными. Недостатком является то, что другие параметры, которые могут лучше обеспечить оценку стоимости, сюда не включаются. Модели покрывают оба уровня подсистем и систем с возможностью пользовательского выбора соответствующего уровня. Другие модели, которые могут быть использованы вместо данных в таблице, можно найти в Hillebrand [1988] и в Management Consulting and Research, Inc [1986].
Основными категориями затрат являются оборудование, программное обеспечение и программный уровень или сопутствующие расходы (wrap-arounds). Эти сопутствующие расходы представляет собой затраты, связанные с трудоемкой деятельностью, при которой уровень трудозатрат является определяющим на протяжении некоторого периода работ. Функциями в данной категории являются менеджмент, системный инжиниринг, качество продукции и системные испытания. Термин «сопутствующие расходы» (“wrap-around”) используется, чтобы показать, что оценки для этих функций основываются на процентном соотношении от стоимости оборудования. Уравнения CЕR в табл. 20-4 и 20-3 представляют полный программный уровень или сопутствующие затраты. Табл. 20-6 представляет собой распределение этих затрат по ключевым компонентам.
Таблица 20-4.
Стоимость беспилотного КА, уравнения CER для RDT&E.
|
Компоненты затрат |
Параметр, Х (Узел) |
Возможный диапазон |
Уравнение CER (FY92$K) |
Стандартная ошибка* |
|
1. Полезная нагрузка |
||||
|
1.1 ИК диапазон |
Диам. апертуры (м) |
0.2-1.2 |
0.0+306.892 X0.562 |
46.061 [0.65] |
|
1.2 Видимый диапазон |
Диам. апертуры (м) |
0.2-1.2 |
0.0 + 110.791 X0.562 |
16.629 [0.65] |
|
1.3 Связь |
||||
|
Антенна |
Вес (кг) |
1-87 |
0.0+1015 X0.59 |
1793 [0.66] |
|
Электроника связи |
Вес (кг) |
14-144 |
0.0+917 X0.70 |
6466 [0.67] |
|
2.Платформа КА |
Сухой вес (кг) |
26-897 |
16.253+110 X1.0 |
14.586 [0.76] |
|
2.1 Конструкция/Теплозащита |
Вес (кг) |
7-428 |
2640+416 X0.66 |
4773 [0.63] |
|
2.2 TT&C |
Вес (кг) |
4-112 |
1955 + 199 X1.0 |
3010 [0.79] |
|
2.3 Управление |
||||
|
Для определения положения |
Сухой вес (кг) |
6-97 |
0.0 + 3330 X0.46 |
5665 [0.83] |
|
Для управления положением и обратной связью |
Сухой вес (кг) |
25-170 |
935+153 X1.0 |
1895 [0.78] |
|
2.4 Электропитание |
EPS вес x BOL энергетика (кг Вт) |
104-414.920 |
5303+0.108 X0.97 |
5743[0.62] |
|
3. Доразгонный двигатель |
||||
|
Стабилизированный по вращению |
Общий импульс (Н с) |
20.227-186.491 |
490+0.0518 X1.0 |
1936 [0.76] |
|
Стабилизированный по 3 осям |
Общий импульс (Н с) |
4.497-243.682 |
0.0+0.0156 X1.0 |
1006 [0.80] |
|
4. Аэрокосмическое наземное оборудование |
RDT&E+TFU стоимость оборудования ($K) |
23.531-285.576 |
0.0+0.11 X1.0 |
4931 [0.88] |
|
5. Программный уровень |
Стоимость оборудования спутника ($K) |
34.012-267.347 |
0.0+0.36 X1.0 |
8227 [0.94] |
*) Расчетная стандартная ошибка (1 сигма) в FY92$K. Число в скобках – это безразмерный коэффициент смешанной корреляции, R2.
Влияние новых технологий на уравнения CER представлено в табл. 20-7 для улучшений технологии, которые, ожидается, будут превалировать в 1990х. Это показано, либо в виде мультипликативных, либо в виде аддитивных коэффициентов, которые должны применяться к соответствующим уравнениям CER. Табл. 20-7 также представляет коэффициенты для имеющегося наследия в области разработки. Они являются мультипликативными коэффициентами, которые должны применяться для уравнений CER для RDT&E, чтобы обеспечить конструктивную завершенность данной подсистемы. Для примера, если подсистема представляет собой уже существующую конструкцию, тогда затраты на разработку конструкции будут в основном на инжиниринг интерфейса подсистемы и изменения в чертеже, таким образом, чтобы понадобилось только 10-30% от затрат, оцененных по уравнению CER.
Таблица 20-5.
Уравнения CER для беспилотного космического аппарата, теоретическая стоимость первой единицы продукции.
|
Компоненты затрат |
Параметр, Х |
Диапазон применения |
Уравнение CER (FY92SK) |
Стандартная ошибка* |
|
1. Полезная нагрузка |
||||
|
1.1 ИК диапазон |
Диам. апертуры (м) |
0.2-1.2 |
0.0 + 122.758 X0.562 |
18.425 [0.65] |
|
1.2 Видимый диапазон |
Диам. апертуры (м) |
0.2-1.2 |
0.0 + 44.263 X0.562 |
6651 [0.65] |
|
1.3 Связь |
||||
|
Антенна |
Вес (кг) |
1-87 |
20.0 + 230 X0.59 |
476 [0.79] |
|
Электроника связи |
Вес (кг) |
13-156 |
0.0+179 X1.0 |
8235 [0.76] |
|
2.Платформа КА |
Сухой вес (кг) |
26-1237 |
0.0+185 X0.77 |
6655 [0.76] |
|
2.1Конструкция/Теплозащита |
Вес (кг) |
7-777 |
0.0 + 86 X0.65 |
1247 [0.63] |
|
2.2 TT&C |
Вес (кг) |
4-112 |
93+164 X0..93 |
1565 [0.80] |
|
2.3 Управление |
||||
|
Для определения положения |
Сухой вес (кг) |
6-97 |
0.0 + 1244 X0.39 |
1912 [0.88] |
|
Для управления положением и обратной связью |
Сухой вес (кг) |
9-167 |
-364 + 186 X0.73 |
999 [0.76] |
|
2.4 Электропитание |
EPS вес x BOL энергетика (кг Вт) |
104-414.920 |
0.0+183 X0.29 |
2254 [0.83] |
|
3. Доразгонный двигатель |
||||
|
Стабилизированный по вращению |
Сухой вес (кг) |
8-57 |
0.0 + 58 X0.72 |
98 [0.85] |
|
Стабилизированный по 3 осям |
Общий импульс (Н с) |
23.955-243.682 |
0.0+0.0052 X1.0 |
477 [0.69] |
|
4. Пусковые операции и поддержка на орбите с АКМ без АКМ |
Мокрый вес спутника (кг) |
220-1679 210-1345 |
64.0 + 1.44 X10 0.0+2.51 X10 |
321[0.80] 348[0.961] |
|
5. Программный уровень |
Стоимость оборудования спутника ($K) |
2.597-94.353 |
0.0+0.33 X10 |
3211[0.93] |
*) Расчетная стандартная ошибка (1 сигма) в FY92$K. Число в скобках – это безразмерный коэффициент смешанной корреляции, R2.
Таблица 20-6.
Распределение стоимости программного уровня.
Мы распределяем затраты программного уровня или сопутствующие затраты в табл. 20-4 и 20-5 по компонентам, как это показано.
|
Компоненты уровня программы |
RDT&E |
Теоретическая первая единица продукции |
|
Программный менеджмент |
20% |
30% |
|
Системный инжиниринг |
40% |
20% |
|
Обеспечение качества |
20% |
30% |
|
Системные испытания и оценка |
20% |
20% |
Таблица 20-7.
Стоимостные коэффициенты.
Мы применяем эти коэффициенты к уравнениям CER из табл. 20-4 и 20-5, как это описано в тексте. Данные взяты из Hamaker [1987].
|
Коэффициенты для развитых технологий |
На какое уравнение CER влияет |
RDT&E |
Теоретическая первая единица продукции |
|
Композиционная структура (графитно-эпоксидная) Солнечные батареи (арсенид галлия) Никель водородные батареи Добавлен звездный датчик |
Констр./Теплозащита. Электр. мощность Электр. мощность Управление |
CER x 1.25 CER x 1.1 CER + 550 CER + 3250 |
CER x 2.0 CER x l.25 CER + 325 CER + 1750 |
|
Мультипликативные факторы для наследия в области разработки (применяется только к затратам на RDT&E) |
|||
|
Новая разработка с передовыми технологиями Практически новая разработка - с некоторым наследием Серьезная модификация имеющейся конструкции Незначительная модификация В основе лежит имеющаяся конструкция |
>1.1 1.0 0.7-0.9 0.4-0.6 0.1-0.3 |
Метод квалификационного пуска (protoflight) – это подход, при котором узел, использованный для квалификационных испытаний, обновляется для полета. Уравнения СЕR в таблице 20-4 включают стоимость квалификационного узла. Метод квалификационного пуска экономит затраты, так как в результате не будет каких либо "тупиковых" ситуаций с обеспечивающим оборудованием. Для квалификационного узла 30% от TFU должны быть добавлены к затратам на RDT&E. Оценка затрат на RDT&E в последствии будет включать в себя статью затрат на первый полет.
Уравнения CER для RDT&E таблице 20-4 предполагают, что привлеченные технологии уже проверены до RDT&E. В частности, по крайней мере, компонентный макет успешно уже был испытан в соответствующей окружающей среде. Если нет, то необходимо применять коэффициент наследуемых признаков больше, чем 1.1 (табл. 20-7). Размер этого коэффициента должен быть получен с поддержкой и оценкой осведомленного инженера этой подсистемы. Раздел 20.4 в дальнейшем детально разрабатывается с акцентом на современные технологии. Коэффициенты, учитывающие современные технологии и наследие в области разработки учтены полностью в RDT&E. Затраты на все производство для всех полетных модулей рассчитаны путем умножения стоимости TFU на коэффициент освоения производства L, описанный в разделе 20.4.4.
Мы должны применить коэффициент 0.8, в тех случаях, когда уравнения CER используются, для расчетов затрат коммерческого спутника. Это представляет собой среднее значение, основанное на сравнении коммерческих спутников связи с правительственными спутниками связи. Уравнения CER основаны на затратных данных, полученных из смеси правительственных и коммерческих программ, хотя с перевесом в область правительственных программам. Создается впечатление, что коммерческие программы менее дорогие, чем правительственные программы. Smith, Stucker и Simmons [1985] провели всестороннее изучение, в результате которого оказалось, что для контрактов на военные спутники характерен рост затрат на 19%, по сравнению с 2% роста затрат на коммерческие спутники. Это различие объясняется тем, что военные программы рассчитываются при условии очень высокого уровня неопределенности полетной миссии, и большим количеством изменений, вносимых в программу военного спутника. Однако, их результаты указывают на небольшую разницу в повторяющихся затратах на единицу продукции.
Табл. 20-8 представляет стоимостные зависимости по программному обеспечению для полетного и наземного программного обеспечения. Эта таблица также снабжена коэффициентами для различных языков программирования. В разделе 16.3.3 затраты на разработку программного обеспечения обсуждаются более подробно.
Уравнения CER обеспечивают два альтернативных метода для вычисления стоимости платформы космического аппарата. Во время самого начала эскизного проекта (preliminary design), единственными данными, имеющимися в наличии, может быть полный вес платформы. В этом случае должно быть использовано уравнение CER платформы космического корабля (запись 2 табл. 20-4 и 20-5).
Таблица 20-8.
Затраты на разработку программного обеспечения.
Только затраты на RDT&E (в FY92$). Смотри раздел 16.2.2 для определения линии кода.
|
Полетное программное обеспечение |
375 LOC |
|
Наземное программное обеспечение |
190 LOC |
|
LOC = Номер линии (источник языка АДА) кода |
|
|
Коэффициенты для других языков |
|
|
Язык |
Коэффициент |
|
UNIX-С |
1.67 |
|
PASCAL |
1.25 |
|
FORTRAN |
0.91 |
Если вес разбит по существующим подсистемам, то нужно использовать в пунктах 2.1 и 2.4 более детальные уравнения CER. Индивидуальные подсистемы включены в следующие уравнения CER:
|
Полезный груз |
Пункты с 1.1 по 1.3 |
|
Управление ориентацией |
Пункт 2.3 |
|
Связь |
Пункт 2.2 |
|
Команды и обработка данных |
Пункт 2.2 |
|
Электропитание |
Пункт 2.4 |
|
Тепловая система |
Пункт 2.1 |
|
Конструкции и механизмы |
Пункт 2.1 |
|
Двигательная система |
Пункт 2.3 |
|
Программное обеспечение |
Таблица 20-8 |
Когда больше, чем одна подсистема собраны в одном уравнении CER, тогда общая масса должна использоваться как расчетный параметр.
Затраты наземного сегмента изменяются значительно в зависимости от назначения наземных станций. Для расчета затрат на большинство наземных станций, мы должны определить потребность площади в квадратных футах сооружений, и перечень конкретного оборудования (компьютеры, радиочастотное оборудование, и т. д) которое, как правило, неопределенно на стадии программы по разработке концепции.
Для этой модели затраты на различные элементы наземной станции должны быть основаны на типичном распределении затрат между программным обеспечением, оборудованием, сооружениями и сопутствующими затратами, как определено в табл. 20-9. Распределение является точным отображением ряда космических проектов. Для предварительного проектирования миссии, это может быть преобразовано в сметные издержки следующим образом. Сначала, вычислите затраты на программное обеспечение по табл. 20-8. Затем оцените другие затраты наземного сегмента как процент от затрат на программное обеспечение, используя представленное распределение в табл. 20-9. Чтобы упростить это вычисление был добавлен столбец к таблице.
Затраты на эксплуатацию и обслуживание на протяжении периода эксплуатации наземного сегмента, в основном, состоят из затрат персонал подрядчика и правительства, также как и из затрат на техническое обслуживание оборудования, программного обеспечения и сооружений. Табл. 20-10 представляет выражения для этих затрат.
Таблица 20-9.
Стоимостная модель разработки наземного сегмента.
Для предварительного проекта миссии это должно быть использовано вместе с оценкой затрат на программное обеспечение из табл. 20-8.
|
Элементы наземной станции |
Стоимость разработки Распределение затрат (%) |
Стоимость разработки как процент от стоимости программного обеспечения (%) |
|
Сооружения (FAC) Оборудование (EQ) Программное обеспечение (SW) Материально-техническое обеспечение Системный уровень Менеджмент Системный инжиниринг Страхование продукта Интеграция и испытание |
6 27 33 5 6 10 5 8 |
18 81 100 15 18 30 15 24 |
Ставки заработной платы включают накладные расходы и другие типичные расходы, связанные с персоналом. Для меньших наземных терминалов, таблица 20-11 представляет некоторые типичные затраты на аппаратуру связи с различными, обычно используемыми, диапазонами частот.
Таблица 20-10.
Затраты на эксплуатацию и обслуживание.
Для получения более подробной информации смотри текст.
|
Эксплуатационные расходы Работа подрядчика Работа правительственных служащих |
0,1 (SW + EQ + FAC)/год $140 тыс./штат в год $95 тыс./штат в год |
Таблица 20-11.
Наземные терминалы, антенны и электроника связи.
Затраты представлены только для материальной части, и предполагают привязку к имеющимся устройствам. (DCA, 1984).
|
Частота Диапазон частоты SHF Диапазоны частоты К, C Диапазон частоты Ku |
Затраты (FY92$K) (650 D) + (350 P) + 1550 550 650 |
|
D = диаметр антенны в метрах |
P = радиочастотная мощность в КВт |
Модель стоимости запуска включает затраты на ракету-носитель и затраты на проведение пусковых операций в зоне запуска (табл. 20-12). Для ракет многократного использования типа "Спейс Шаттл", затраты на пусковые операции являются преобладающими затратами. Затраты представлены на основе стоимости одного пуска, за исключением пусков "Шаттлов", для которых стоимость эксплуатации основана на формуле, использующей вес или длину в отсеке Космического корабля "Шаттл", к каким бы большим затратам это не приводило в результате. Диаграмма также показывает отношение "затраты/кг полезной нагрузки" для орбит LEO (низкая околоземная орбита) и GTO (геостационарная орбита). Это показывает диапазон стоимости и размер полезной нагрузки и обеспечивает руководство по экстраполированию затрат для новых ракет-носителей с целью обеспечения их конкурентоспособности.
Таблица 20-12.
Затраты на РН в величинах FY92$M.
Данные предполагают пуск c Восточного испытательного полигона (Eastern Test Range), за исключением РН "Ariane". Источником данных был журнал "Aviation Week" и другие источники: DMS Marketing Data, 1988; Space Systems, Cost Analysis Group [1981] и NASA [1981]. Средняя стоимость единицы продукции рассчитана путем суммирования затрат на производство и пусковые операции или эксплуатацию, деленное на количество произведенных узлов.
|
Ракета-носитель* Saturn V (SIC +S11) Titan IV Ariane 4 Shuttle Medium Launch Vehicle Atlas G/Centaur Delta/PAM D Pegasus Delta/PAM D Atlas G/Centaur Titan IV/Centaur G Atlas G/Centaur Titan IV/Centaur G Shuttle /IUS |
Максимальный полезный груз на LEO орбиту (кг) 127,000 17,900 17.800 23,090 6,600 5,700 3.909 455 1,420 (на GTO) 2,364 (на GTO) 12,000 ( на GTO) 1.330 (на GEO) 4.600 (на GEO) 2.270 (на GEO) |
Единицы стоимости (FY92$M) 650 160 125 210 60 78 60 9 60 78 286 78 286 292 |
Стоимость за кг (тыс. $/кг) 5.1 8.9 7.0 9.1 9.1 13.7 15.3 19.8 42.3 33.0 23.8 58.6 62.2 128.6 |
|
GTO- геосинхронная переходная орбита GEO – геостационарная орбита |
|||
|
Алгоритм расчета цены для "Шаттла" – использовать больше чем: |
|||
|
Затраты к весу: $210 млн. [ |
Вес космической системы |
] |
|
|
0.75 Энергетика "Шаттла" |
|||
|
Затраты к длине: $210 млн. [ |
Длина космической системы |
] |
|
|
0.75 Длина отсека "Шаттла" |
|||
|
Если [ ] >1, тогда приравняйте к 1 |
Обработка пусковых затрат ограничена существующими ракетами. Издержки, связанные с разработкой и производством новых ракет-носителей - вне области этой главы. Для любой миссии, запуск представляет значительную часть затрат и, таким образом, разработчик миссии должен рассмотреть концепции, которые минимизировали бы издержки запуска, чтобы снизить затраты на миссию.
Этот Раздел описывает метод оценки неопределенности при финансовых оценках. Раздел включает идентификацию источников неопределенности, объединение их, чтобы достигнуть неопределенности стоимости на программном уровне, и интерпретацию результатов. Основные источники финансовой неопределенности следующие:
Технологический риск (technology risk) основан на неопределенности в успехе применения новой технологии. Cтоимостные модели на RDT&E, описанные в разделе 20.3, допускают относительно новую конструкцию, но проверенную технологию. Более новая технология рассматривается, как технология с большим риском отказов и большим количеством различных рисков, все это потребует большего времени и затрат на завершение разработки. И время, и усилия добавят больше финансовой неопределенности. Эта технологическая неопределенность не зависит от неопределенности метода оценки затрат, что увеличивает неопределенность в оценке затрат. Влияние неопределенности в новой конструкции включено в стандартную ошибку уравнения CER для RDT&E. Целью является определение количества суммарного воздействия этих неопределенностей на затраты на всю систему или на программу.
Мы будем использовать наиболее вероятные оценки (MLE - most likely estimates), полученные из финансовых моделей, и получим распределения вероятности относительно этих оценок. Распределения содержат влияния неопределенности готовности технологии и неопределенности финансовых оценок. Здесь будут обрабатываться только аналитические решения. Наиболее всесторонний подход, использующий метод моделирования "Монте Карло" и метод оценки и пересмотра планов (PERT) для оценки влияния графика работ на затраты, проработан Вонгом и Шелдоном (Wong and Sheldon) [1986] и Dienemann [1966]. Обработка соотношений стоимость/надежность (то есть риск, связанный с отказом летных моделей) обсуждена в разделе 19.2 и Gupta и Altshuler [1989].
Уровень готовности технологии (TRL - technology readiness level), показанный в табл. 20-13 – это схема классификации уровня разработки технологии, принятая NASA. Это также отображает риск, свойственный разработке. TRL 1 или 2 представляют ситуацию сравнительно высокого риска. TRL 3, 4 и 5 представляют умеренные риски, а 6 до 8 - категории с низким риском. Базируясь на соответствующем опыте, предложенная неопределенность в определении затрат также представлена в табл. 20-13. Таким образом, незначительный риск разработки подсистемы имел бы одно среднеквадратическое отклонение неопределенности - меньше чем 10 % относительно наиболее вероятной оценки.
К риску технологии нам потребуется добавить влияние неопределенности оценки затрат. Это было осуществлено в вероятностном виде. Так как неопределенность технологии и неопределенность оценки затрат независимы и несоотносимы, они должны быть объединены, путем использования стандартного квадратного корня суммы квадратов. (См. Inman и Conover [1983] или другие источники литературы по стандартной вероятности).
Таблица 20-13.
Классификация технологий и соответствующие стоимостные риски.
Определения взяты из NASA.
|
Уровень готовности технологии |
Определение |
Относительный уровень риска |
Среднеквадратическое отклонение MLE (%) |
|
|
|
Высокий |
>25 |
|
|
|
Высокий |
>25 |
|
|
|
Средний |
20-25 |
|
|
|
Средний |
15-20 |
|
|
|
Средний |
10-15 |
|
|
|
Низкий |
<10 |
|
|
|
Низкий |
<10 |
|
|
|
Низкий |
<10 |
Например, предположим, что подсистема TFU MLE имеет стоимость $5 миллионов. Уровень риска умеренный со среднеквадратичным отклонением неопределенности в 20%, а среднеквадратическая ошибка оценки затрат принята в размере 15%. Среднеквадратическая ошибка для суммы из двух источников неопределенности – корень суммы квадратов.
(+ σ)=(0.22 + 0.152)1/2 = 0.25 (20-2)
Где σt, является среднеквадратическим отклонением цены в технологии, а σc – неопределенность оценки затрат. Таким образом, среднеквадратическое отклонение неопределенности - 25% соотношения MLE для подсистемы. Исходные данные для вышеупомянутого уравнения будут получены из табл. 20-13 для σt , и из табл. 20-4 и 20-5 для σc.
Это обеспечивает меру неопределенности для подсистемы. Для всей системы, сумма вероятностей более сложна. Мы не можем просто использовать корень суммы квадратов, так как между подсистемами существует корреляция. То есть, существуют взаимосвязи между разработками подсистем. Фиксирование этих взаимосвязей требует более современных методов, по сравнению с теми, которые будут рассматриваться здесь. Приближением к вычислению степени неопределенности системы является следующее:
Шаг (1) обеспечивает неопределенность системы, предполагающую совершенную корреляцию среди подсистем. Шаг (2) обеспечивает полностью не соотнесенное решение. Среднее значение в шаге (3) обеспечивает промежуточное решение, которое является приемлемым приближением для большинства концептуальных исследований. Конкретный пример рассматривается в разделе 20.5.
Вышеупомянутый анализ предполагает нормальные распределения неопределенности. Это не обычный случай, но он обеспечивает простые аналитические решения. Более всестороннее рассмотрение аналитических методов и метода моментов, относящихся к рискам оценки затрат, также как и методов моделирования Монте Карло, упомянутых ранее, даны в Wilder [1978].
Предшествующие Разделы были сфокусированы на разработке оценок общей стоимости. Мы теперь рассмотрим, как издержки будут распределены во времени. Следующий аналитический финансовый метод распределения был разработан Wynholds и Skratt [1977], и он близок к реальным программам.
Распределение затрат для определения видов финансирования может приближенно равняться функции вида:
f(S) = A [10 + S ((15 - 4S)S - 20)]S2 + B [10 + S (65 - 15)]S3+ [1 - (A + В)](5 - 4S)S4 (20-3)
Где F (S) - доля стоимости, освоенной во времени S, S - доля суммарного времени программы, а А и B - эмпирические коэффициенты.
Значения для коэффициентов А и B зависят от ожидаемого распределения затрат во времени. Например, типичный период для RDT&E и двух произведенных единиц продукции - 5 лет. Издержки обычно составляют наибольшую величину в течение первых двух лет, когда проект проходит стадии разработки и испытаний. Обычно, 60% издержек будет востребовано к середине периода рассмотрения проекта. Коэффициенты для различных вариантов распределения затрат следующие:
|
% потребления средств к середине периода |
Коэффициенты в уравнении (20-3) |
|
|
A |
B |
|
|
80 |
0.96 |
0.04 |
|
60 |
0.32 |
0.68 |
|
50 |
0 |
1.00 |
|
40 |
0 |
0.68 |
|
20 |
0 |
0.04 |
Предложено 60% распределение для RDT&E и производства первых нескольких спутников. Если включены больше, чем два спутника, то происходит уменьшение 60% к пределу 50%. Конкретный пример рассматривается в разделе 20.5.
Поскольку концепции разработаны, разумно иметь смету ожидаемых затрат. Придерживаясь "здравомыслия", мы можем разработать некоторую теорию относительно пределов затрат для различных концепций. Табл. 20-14 дает оцененные затраты в базовых долларах на 1992 год. Это должно использоваться для определения порядка затрат для рассматриваемых миссий.
Например, мы можем оценить стоимость четырех спутников связи (TDRS-класса), два в каждой из двух плоскостей орбиты с запуском из Восточного и Западного Испытательных Полигонов. Табл. 20-14 представляет примерный уровень затрат для:
|
Спутники: 4$108 млн. Пуски: (2 Titan IV/Centaurs) Всего |
$432 млн. $572 млн. $1004 млн. |
Правило большого пальца для затрат на разработку спутников состоит в том, что затраты на RDT&E (единовременные затраты) в 2 или 3 раза больше затрат на производство единицы продукции. Добавление затрат на разработку в размере 2.5 раза больше, чем затраты на производство единицы продукции, дает общую стоимость около $1.5 миллиардов. Такие быстрые вычисления могут также использоваться, как и перекрестная проверка оценок, полученная из финансовых моделей разделе 20.3.
Кривая освоения производства (learning curve) - это математическая методика для расчета повышения производительности в зависимости от увеличения количества произведенных единиц продукции. Это включает в себя все сокращения затрат между первым промышленным образцом и последующими единицами продукции. Это включает уменьшение затрат за счет экономии отходов, времени подготовки и производительности персонала по мере того, как возрастает количество произведенных единиц продукции. Суммарная промышленная стоимость для N единиц продукции моделируется так:
Себестоимость производства = TFU L (20-4)
Где LNВ
В1 -
Таблица 20-14.
Затраты на космическую систему.
Эта таблица может быть использована для быстрой оценки порядка затрат. Все значения - в FY90$M если не отмечено иначе.
|
Пилотируемые космические программы |
Общая стоимость программы |
||
|
Apollo |
131,000 |
||
|
Orbiter |
39,000 |
||
|
Gemini |
3,800 |
||
|
Sky Lab |
2,700 |
||
|
Mercury |
980 |
||
|
Космические обсерватории |
Общая стоимость программы |
||
|
Space Telescope |
1,950 |
||
|
GRO |
550 |
||
|
Сухой вес (кг) |
Средняя стоимость единицы |
$тыс./кг |
|
|
Спутники связи |
|||
|
Intelsat VIII (коммерческий) |
1,200 |
114 |
95 |
|
TDRSS (NASA) |
1,550 |
108 |
70 |
|
DSCS IIIB (Мин. Обороны) |
806 |
98 |
122 |
|
Wеstar (коммерческий) |
500 |
67 |
134 |
|
Спутники наблюдения/навигации |
|||
|
DSP |
2,200 |
270 |
123 |
|
GPS-2 |
839 |
49 |
58 |
|
Метеорологические спутники |
|||
|
GOES |
500 |
72 |
144 |
|
DMSP |
514 |
76 |
148 |
|
Межпланетные космические аппараты |
|||
|
Pioneer (только платформа) |
231 |
33 . |
143 |
|
Mars Observer |
-- |
66 |
-- |
TFU - теоретическая стоимость первой единицы продукции, L - коэффициент кривой освоения производства, а S - наклон кривой освоения производства в процентах. Эта форма кривой освоения производства была выбрана в соответствии с подгонкой к эмпирическим данным, основанной на теории T. P. Wright [1936].
Наклон кривой освоения производства S представляет уменьшение процента в накопленной средней стоимости, когда число произведенной продукции удвоено. Наклон кривой освоения производства S устанавливает значение величины B. Например: если S=95% и стоимость первой единицы продукции -$1 миллион, то удвоение числа до 2 единиц продукции уменьшает среднюю стоимость обоих узлов до 95% стоимости первой единицы продукции. Таким образом, два модуля стоят $1.9 миллионов. Второй модуль стоит $0.9 миллионов. Показатель кривой освоения производства B=0.926 для S = 95%.
Для количества меньше, чем 10 единиц продукции, я рекомендую, чтобы вы применяли 95% наклон кривой освоения производства. Между 10 и 50 единицами продукции - 90%, а 85% - для более чем 50 единиц продукции - соответственно. Все это основано на личном опыте и изменится в зависимости от применения и от того, как производственные и сборочные работы будут подготовлены. Финансовые модели, представленные ранее, определяют затраты на первую единицу продукции так, чтобы суммарные издержки производства были определены путем умножения теоретической стоимости первой единицы продукции(TFU) на коэффициент кривой освоения производства.
Следующая таблица на примере иллюстрирует воздействие 95% кривой освоения производства на стоимость единицы продукции. Стоимость единицы продукции (unit cost) или предельно допустимая стоимость (marginal cost) – это разница в стоимости производства N единиц продукции и N -1 единиц продукции. Например, стоимость пятой единицы продукции – это разница в стоимости между четвертой и пятой единицей продукции, то есть 4.44-3.61=0.83.
ВЛИЯНИЕ 95% КРИВОЙ ОСВОЕНИЯ ПРОИЗВОДСТВА
|
Номер единицы продукции |
Себестоимость (TFUL) |
Средняя стоимость |
Стоимость единицы продукции |
|
1 |
1.00 |
1.00 |
1.00 |
|
2 |
1.90 |
0.95 |
0.90 |
|
3 |
2.77 |
0.92 |
0.87 |
|
4 |
3.61 |
0.90 |
0.84 |
|
5 |
4.44 |
0.89 |
0.83 |
Мы применим вышеупомянутые финансовые модели к примеру, основанном на спутниковой системе "FireSat", чтобы оценить затраты на полный срок эксплуатации для всей миссии. Мы предполагаем, что первоначально необходимы два спутника и, что оба выводятся на 800-километровую орбиту ракетой-носителем "Pegasus". CBS (структура распределения затрат) состоит из космического, пускового и наземного сегментов. Космический элемент состоит из двух спутников со сканерами инфракрасного диапазона в качестве полезного груза. Пусковой сегмент - две ракеты "Pegasus". Наземный сегмент будет состоять из одиночной станции наземного управления. Все необходимые данные приведены в табл. 20-3.
Чтобы проиллюстрировать использование уравнений CЕR в табл. 20-4 и 20-5, оценки затрат будут получены до уровней подсистем космического аппарата. Вес, энергопитание на начало жизненного цикла и диаметр апертуры сканера - ключевые параметры для оценки. Конкретные значения находятся в табл. 20-15. Затраты на RDT&E матчасти основаны на уравнениях CER табл. 20-4, модифицированных коэффициентами состояния разработки, перечисленными внизу табл. 20-15. Себестоимость производства является результатом уравнений CER для теоретически первой единицы (TFU) табл. 20-5, умноженным на коэффициент кривой освоения производства L=95% для двух единиц продукции. Вычисление L описано в разделе 20.4.4. Стоимость последующей или второй единицы продукции является разностью между себестоимостью двух единиц продукции и TFU. Результаты указывают, что инфракрасная полезная нагрузка - самый большой элемент стоимости системы. Таким образом, сканер полезной нагрузки должен доминировать над нашей начальной попыткой уменьшить стоимость и создать миссию "LightSat" (легкий, дешевый спутник).
Затраты на программное обеспечение спутника основаны на табл. 20-8, с использованием языка программирования АДА. Затраты на наземное космическое оборудование рассчитывается затем из табл. 20-4, основанной на затратах на RDT&E и на производство матчасти первой единицы продукции. Затраты на пусковые операции и орбитальную поддержку получены из таблицы 20-5. И наконец, затраты на программный уровень (сопутствующие затраты) добавляются в соответствии с уравнениями CER в табл. 20-4 и 20-5. В результате общая стоимость космического сегмента - $440.5 млн. Из таблицы 20-12 затраты на пуск при двух системах выведения "Pegasus" составляют $18M, приводя к общей стоимости разработки $458.5 млн.
В табл. 20-16 показаны затраты на разработку и эксплуатацию наземного сегмента для спутниковой системы "FireSat". Мы начинаем со стоимости программного обеспечения для 50 KLOC языка программирования АДА и используем табл. 20-8 и 20-9, чтобы вычислить стоимость разработки. Наши начальные предположения о 7-летнем цикле проекта после IOC (5-летнем цикле жизни космического корабля) и количестве персонала подрядчика в размере 10 человек используются с табл. 20-10, чтобы оценить суммарные затраты на эксплуатацию и техническое обслуживание в размере $3.3 млн./год в табл. 20-17. В заключение, все издержки, включая 10% пошлины, просуммированы в табл. 20-18, для получения общей стоимости плюс пошлины в размере $561 млн. в долларах 1992 года.
Таблица 20-15.
Затраты на космический и пусковой сегменты проекта "FireSat" в долларах 1992 г. (FY92$M).
Нижняя часть таблицы представляет стоимостные коэффициенты RDT&E на основе таблицы 20-7.
|
Подсистема |
Параметр |
Величина |
стоимость RDT&Е |
Стоимость первой единицы продукции |
Стоимость второй единицы продукции |
|
Полезная нагрузка ИК-дипазона |
Диаметр апертуры |
0.26м |
158.3 |
57.6 |
51.8 |
|
Система определение положения |
Вес |
6 кг |
6.1 |
2.5 |
2.3 |
|
Электропитание |
Энергетика, Вес |
179 Вт, 30 кг |
4.6 |
2.2 |
20 |
|
Конструкция/Тепловая система |
Вес |
21 кг |
5.7 |
0.6 |
0.6 |
|
Управление моментом инерции |
Вес |
6 кг |
1.9 |
0.3 |
0.3 |
|
TT&C (система сопровождения, телеметрии и команд) |
Вес |
4 кг |
2.8 |
0.7 |
0.6 |
|
Стоимость матчасти, всего |
179.3 |
63.9 |
57.5 |
||
|
Наземное аэрокосмическое оборудование |
26.8 |
- |
- |
||
|
Программный уровень |
64.6 |
21.1 |
19.0 |
||
|
Работы по запуску и орбитальная поддержка |
мокрый вес |
175 кг |
-- |
0.4 |
0.4 |
|
Затраты космического сегмента |
278.2 |
85.4 |
76.9 |
||
|
Общие затраты на космический сегмент |
440.5 |
||||
|
Затраты на космический сегмент |
|||||
|
РН "Пегас" |
2 ракеты |
9.0 |
9.0 |
||
|
Всего затрат на развертывание |
458.5 |
||||
|
Элемент |
Статус разработки |
Затратный коэффициент на RDT&E |
|||
|
Инфракрасный сканер |
Новая разработка и технология |
1.1 |
|||
|
Управление ориентацией |
Умеренная модификация |
0.8 |
|||
|
Энергообеспечение |
Умеренная модификация |
0.8 |
|||
|
Все остальные подсистемы КА |
Принципиально новая разработка |
1.0 |
Таблица 20-16.
Затраты на наземный сегмент и эксплуатацию в FY92$M.
|
Разработка |
Стоимость |
|
Программное обеспечение 50 KLOC Ада |
9.5 |
|
Оборудование |
7.7 |
|
Сооружения |
1.7 |
|
Промежуточная сумма |
18.9 |
|
Менеджмент |
1.7 |
|
Системный инжиниринг |
2.9 |
|
Обеспечение качества продукта |
1.4 |
|
Сборка и испытания |
2.3 |
|
Логистика |
1.4 |
|
Всего |
28.6 |
Таблица 20-17.
Годовые затраты на эксплуатацию и обслуживание системы "FireSat". Затраты в FY92$M.
|
Эксплуатация и техническое обслуживание |
|
|
10 человек персонала подрядчика ($140тыс./год) |
1.4 |
|
Техническое обслуживание |
1,9 |
|
Годовые затраты, всего |
3.3 |
Таблица 20-18.
Расчет затрат на жизненный цикл проекта "FireSat"
Все затраты в FY92$M. Для пускового сегмента расчет делается для двух пусков ракеты-носителя Delta/PAM-D.
|
Начальное Развертывание |
|
|
Космический Сегмент - Таблица 20-15 |
440.5 |
|
Пусковой Сегмент - Таблица 20-15 |
18.0 |
|
Наземный Сегмент - Таблица 20-16 |
28.6 |
|
Промежуточная сумма |
487.0 |
|
Эксплуатация и техническое обслуживание (Таблица 20-17) |
|
|
Ежегодная эксплуатация и техническое обслуживание |
3.3 |
|
Число лет |
7 |
|
Эксплуатация и техническое обслуживание за 7 лет, всего |
23.1 |
|
Суммарные затраты за весь срок эксплуатации (7 лет) |
510.0 |
|
Пошлины 10 % |
51.0 |
|
Суммарные затраты + пошлины за 7 лет полного срока эксплуатации |
561.0 |
Давайте теперь оценим финансовую неопределенность в нашей смете для оборудования, используя методику раздела 20.4.1. Для примера "FireSat", спутниковые аппаратные средства состоят из платформы космического корабля и полезной нагрузки ИК-диапазона с уравнениями CER для TFU из табл. 20-5. Платформа космического корабля принята состоящей из проверенной технологии с TRL, равным 6. Необходимы некоторые новые конструкции компонентов, но должны применяться технологии, которые были уже успешно испытаны на инженерных моделях. Полезная нагрузка ИК-диапазона нуждается в применении новой технологии и соответствует TRL с уровнем 5. Сухой вес космического корабля равен 140 кг и диаметр апертуры полезной нагрузки ИК-диапазона равен 0.26м. Используя соответствующие уравнения CER из табл. 20-5 для расчета затрат и методологии риска мы достигаем результатов, приведенных в табл. 20-19:
Таблица 20-19.
Неопределенность стоимости системы "FireSat".
|
Элемент |
Стоимость TFU ($млн.) |
Уровень технологии системы |
Средне-квадратическое отклонение по технологии системы ($млн.) |
Средне- квадратическое отклонение по оценке стоимости ($млн.) |
Комбинированное среднеквадратическое отклонение ($млн.) |
|
Платформа КА |
6.3 |
6 (= 10%) |
0.6 |
6.7 |
6.7 |
|
Полезная нагрузка ИК-диапазона |
57.6 |
5 (= 15%) |
8.6 |
18.0 |
20.0 |
|
Всего |
63.9 |
Шаг 1: Сумма |
26.7 |
||
|
Шаг 2: RSS |
21.1 |
||||
|
Шаг 3: Среднее |
23.9 |
Среднеквадратическое отклонение для технологии системы получено с использованием табл. 20-13. Например, среднеквадратическое отклонение $0.6 млн. для технологии системы космического корабля (SD) - это десять процентов от стоимости $6.3M. Среднеквадратическое отклонение по оценке затрат - это среднеквадратическое отклонение уравнения CER из табл. 20-5, а комбинированное среднеквадратическое отклонение - это корень суммы квадратов (RSS) двух компонентов.
Для неопределенности космического сегмента, шаг (1) дает $26.7 млн., шаг (2) дает $21.1 млн., так, что среднее число в шаге (3) является $23.9 млн. Таким образом, стандартное отклонение суммарной стоимости аппаратных средств спутника ($63.9 млн.) составляет $23.9 миллионов или 37 %.
Затраты, необходимые для производства двух спутников "FireSat" - $162.3 миллионов (см. табл. 20-15) распределенные на более чем 5 лет с 60 % издержек, которые нужно покрыть за первые два с половиной года. Тогда коэффициенты будут следующие: А= 0.32 и B = 0.68. Вставив их в уравнение для F(S) [уравнение 20-30], мы получаем распределение повторяющихся затрат для спутников в табл. 20-20.
Таблица 20-20.
Распределение во времени затрат по проекту "FireSat"
Основано на общих повторяющихся затратах для первых двух единиц продукции в размере $162.3 млн. (табл. 20-15) при условии, что 60% затрат приходятся на первые 2.5 года.
|
Год |
Накопленные затраты |
Годовые затраты |
||
|
(%) |
($млн.) |
(%) |
($млн.) |
|
|
1 |
12.3 |
20 |
12.3 |
20.0 |
|
2 |
42.8 |
69.5 |
30.5 |
49,5 |
|
3 |
75.6 |
122.7 |
32.8 |
53.2 |
|
4 |
95.8 |
155.5 |
20.2 |
32.8 |
|
5 |
100.0 |
162.3 |
4.2 |
6.8 |
|
Всего |
100.0 |
162.3 |
Перечень использованных источников
* Аббревиатурой для этого является: FY92$K
26