2026年4月30日，莫斯科时间21:00，俄罗斯新型中型运载火箭“联盟”5从拜科努尔发射场45号发射台1号发射装置进行发射，成功将有效载荷模型送入预定亚轨道，模型随后溅落在太平洋一处禁航区域。此次发射是该型火箭在飞行设计试验框架下的的首次试飞，旨在验证火箭性能以及火箭和翻新发射系统的适配性。
发射过程中，火箭两级均工作正常，全尺寸模型被送入目标轨道。根据飞行时序，发射后2min59s，一级按计划分离；3min05s，整流罩半罩抛离；9min32s，在亚轨道上，全尺寸模型与火箭二级分离。
俄航天国家集团公布的联盟-5飞行时序
“联盟”5是俄罗斯在“天顶”2火箭基础上运用现代技术自主研制的新一代低温中型火箭，采用二级串联构型，一级配备一台由动力机械股份公司研发的RD171MV大推力液氧煤油发动机，二级则安装两台由化学自动化设计局研制的液氧/萘发动机RD-0124MS，两型发动机均出自俄罗斯最为擅长的液氧煤油发动机技术族谱。
“联盟”5火箭是俄罗斯、哈萨克斯坦两国的联合项目——拜特雷克火箭系统的技术核心，研制方均为俄本国企业，采用的组部件也均是俄国产。其中，能源航天集团为拜特雷克火箭系统总体研制方、进步火箭中心为火箭总体研制和制造方。
目前，拜科努尔是执行“联盟”5火箭发射的唯一发射场，采用的发射台是天顶号-3SLB火箭地面发射台的现代化翻新版，发射台上的射前准备实现完全自动化模式。在拜特雷克火箭系统项目下，俄罗斯负责火箭的研制，哈萨克斯坦负责地面基础设施的翻新改造。
“联盟”5火箭于2014年开始研制。2017—2020年，“联盟”5完成初步设计，转入技术设计阶段。2025年10月10日，“联盟”5火箭完成持续160s的一级地面点火试验，标志着火箭转入飞行试验阶段。
“联盟”5采用二级串联构型，可简化结构和降低制造难度，并大幅降低技术系统和发射系统的射前准备工作量。其零部件和装配单元数量约为联盟号-2型火箭的一半。
“联盟”5火箭近地轨道运载能力为17t，有效载荷占比达到3.2%。而安加拉号-A5是3.17%，“天顶”2则是2.48%。美国主力型号“猎鹰”9Block 5在一级可回收时火箭指标为3.18%，一级不可回收的指标则为4.15%。
“联盟”5火箭运输方式灵活，其舱段可采用公路、铁路或航空等多种运输方式进行运输。例如，第一级直径为4.1m，长度约35m可通过铁路进行运输，也可装载于代号鲁斯兰的安-124运输机上。
“联盟”5火箭可采用两种构型：
1. 直径5.2m的整流罩+弗雷盖特型上面级或不配备上面级；
2. 直径4.11m的整流罩+弗雷盖特型上面级或不配备上面级。
“联盟”5火箭的尺寸接近于“天顶”2火箭，运力比“天顶”2大3t、比“联盟”2大1倍左右。
“联盟”5火箭的基本构型和主要技术性能
“联盟”5一级安装一台RD-171MV液氧煤油发动机，该型号是RD-171/RD-171M发动机的深度现代化升级版，现为世界上推力最大的液体火箭发动机，推力近800吨；二级安装两台RD-0124MS液氧苯油发动机，比冲可达361s。RD-171MV和RD-0124MS两型发动机的亮点是充分采用PLM全寿命周期系统数字化研制模式，广泛采用3D模型进行设计，显著缩短发动机的开发时间，优化发动机制造过程，降低了总成本。
RD-171MV的研制基础是天顶号火箭第一级RD-171/RD-171M发动机，与后者的主要区别包括：采用国产控制系统、增强型防火保护装置、新型过滤器、涂层、先进材料及加工工艺、融入RD-180和RD-191发动机研发和使用过程中积累的新技术和结构方案，并且采用数字化方式进行研制和测试。
部分发动机+管路模型
管路设计文件
RD-171MV为富氧补燃闭式发动机，采用涡轮泵推进剂输送系统。由于采用闭式系统，RD-171MV火箭发动机在真空环境下比冲达到337s。发动机涡轮增压机组可输出功率18×104kW，相当于三台大型破冰船核动力装置的总功率。
RD-171MV发动机包括四个燃烧室、涡轮泵组、预压燃料泵组、预压氧泵组、两个燃气发生器、自动控制单元、气瓶组、自动控制驱动系统、游机驱动系统、燃气发生器燃料流量调节器、两个氧化剂节流阀、一个燃料节流阀、氧化剂和燃料启动-截止阀、四个启动燃料瓶、启动箱、发动机机架、底部防护、应急防护系统传感器、两个增压氦气加热用热交换器。
RD-171MV发动机构成
RD-171MV发动机的主要结构特点之一是配备四个可在两个平面内摆动的燃烧室和两个为同一台涡轮机供能的燃气发生器。每个燃烧室可产生185t的海平面推力，在真空环境下可产生201t推力。
RD171MV发动机采用基于步进电机的电液驱动系统，包括舵机驱动系统和自动化驱动系统。舵机驱动是一种动力执行部件，用于将命令信号转换为控制装置位移。自动化驱动是控制系统的执行元件，可以根据控制系统指令旋转RD171MV控制机构即流量调节和燃料节流阀的轴。RD171MV的自动化驱动压力调节器是全新设计的装置，其原型取自RD180、RD181和RD190发动机。
RD171MV发动机的流量调节器方案在结构上几乎完全重复了RD171M发动机的流量调节器，不同之处仅在于齿形滚子的改进设计，节径从14mm增加到20mm。这一变化使得在140°的驱动旋转角度范围内保持齿条行程，而流道不变。
RD171MV节流阀的设计遵循最小更改的理念，在结构上几乎完全与RD171M发动机的节流阀相同，只是凸轮轮廓与驱动对接处有所变化。
RD-171МV增压输送系统示意图
RD-171МV发动机组装
RD-171MV发动机可重复点火10~15次。研制过程中，RD-171MV经历了多次冷热试车，如一台定型发动机样机在未从试车台拆卸的情况下连续开展了9次点火测试，在不同工况下对发动机整机进行寿命测试，累计运行1461s。2025年10月10日，俄火箭航天工业科学试验中心成功完成持续160s的“联盟”5飞行样箭一级地面点火试验。
RD-171MV发动机
第一台飞行用RD-171MV液体火箭发动机
“联盟”5第二级安装两台RD-0124MS液氧苯油火箭发动机，RD-0124MS是化学自动化设计局首个完全采用数字化方式研发的发动机。RD-0124MS结构中大量采用RD-0124（1990年代研发，用于“联盟”2.1b火箭末级）和RD-0124A（“安加拉”A5火箭末级）批产发动机的组件。据KBHA代表称，“天顶”火箭二级采用的RD-120发动机可视为RD-0124MS的类似产品。二者的推力矢量控制有着不同，前者通过附加游机实现，而RD-0124MS则是利用专门悬挂装置来控制燃烧室摆动。
RD-0124MS发动机的一个重要特点是两单元、四燃烧室布局。每个单元均配备涡轮泵、预压泵、燃气发生器、自动化装置及两个新型燃烧室。该新型燃烧室呈对角设置，可在两个平面摆动。通过采用新型燃烧室技术，发动机总推力能够达到60.34t，是RD-0124的两倍。
两个独立单元安装在同一机架和热防护上，互为冗余。每个单元可在不同推力模式下自主运行，并具备在另一个单元关闭时继续工作的能力。推力调节范围较大，为额定值（60t）的30%~100%。RD-0124MS的能量效率强，比冲达361s，比RD-0124高出两个单位。
2022—2024年，RD-0124MS发动机以单机和二级舱段形式成功完成多次测试，包括在全尺寸喷管等不同工况下的长时间热试车，以及加速气候试验等环境可靠性测试。
RD-0124MS发动机试车场景
RD-0124МS发动机
“联盟”5一二级配备新型发动机应急防护和故障诊断系统，具备快速响应功能，能够在发动机整个工作期间（从起飞开始）每隔几毫秒根据发动机参数周期性地评估其工作状态，提前识别故障情况并发出关闭发动机的指令，同时向有效载荷发出故障指令。第一级工作段，若发动机发生故障，该系统可保护火箭及发射装置完好；在第二级工作段，若其中一个发动机模块发生故障，则其两个燃烧室关闭，而另一个模块仍可继续工作。
“联盟”5的级间分离情况，Roscosmos未披露细节。
由俄《军事评论》网站署名文章可知，火箭一级工作约2.5min，将二级送至约60km的高度。分离采用热分离原理。二级在一级完全分离之前就启动其RD-0124MS发动机，以免失去可控性。之后，火箭仅依靠第二级推进，直至进入预定飞行轨道。
（四）控制系统
“联盟”5火箭的控制系统由进步火箭中心的子公司谢米哈托夫自动化科研生产联合体开发，完全采用俄国产元器件。该控制系统包含先进的导航、定位和自动控制装置，确保有效载荷以高精度送入轨道，并在设备发生故障时保持高可靠性。在质量性能上，其新型主控制单元比联盟号-2的控制单元体积和重量减轻3/4。“联盟”5控制系统还采用了高速箭载计算机，直接在箭上而不是在地面上实现对所有测试模式的控制，可最大限度减少火箭与技术系统及发射系统之间的通信需求，简化火箭的射前准备流程，减少发射场地面设备的组成和成本。另外，箭载计算机本身首次采用无平台惯性测量单元，内置小型轻量化光纤陀螺仪。
“联盟”5在继承天顶号系列火箭优势性能的同时，采用了众多现代化技术，包括新型合金、复合材料和焊接工艺、数字化设计仿真及虚拟试验技术。
“联盟”5号火箭一级燃箱采用新型实验性R-1580铝镁合金制造。在成分上，与传统的AMg6铝镁合金相比，R-1580合金添加0.1%的钪和0.15%的锆，具备更高的强度。在制备工艺上，不同于AMg6的淬火处理，R-1580采用退火工艺，在加热时强度不会降低。这表明火箭第一级在再入大气层时不会损失强度，在理论上具备可回收设计的潜力。与“联盟”2所采用的合金相比，R-1580的机械性能更高、成本更合理。在贮箱的制造过程中，进步火箭中心首次采用了搅拌摩擦自动焊工艺，可实现厚度达30mm板材的焊接。
在轻量化设计方面，火箭二级采用贮箱共底结构，减轻了结构重量，同时还缩小了二级尺寸；一二级级间段由复合材料制成。
弗雷盖特-SBU由拉沃奇金科研生产联合体在弗雷盖特-SB上面级基础上研制而成，与后者的主要区别是可抛离贮箱单元的尺寸增大、推进剂量从3t增加到6t，从拜科努尔和东方发射场发射时，对应的地球同步轨道和转移轨道运载能力分别为2760kg和5200kg，能够充分发挥“联盟”5的运载潜力。
弗雷盖特型上面级的有效工作时间长达两天，能够同时将多颗卫星送入不同轨道。例如，2017年7月，弗雷盖特将73颗卫星送入目标轨道。任务完成后，所有上面级进入太平洋指定区域的坠毁轨道或升入高轨坟墓轨道。
弗雷盖特-SBU由主上面级和可抛离式贮箱单元构成。贮箱单元采用环球面结构，由6个焊接在一起的球形壳体组成，壳体之间用球形三金属底板隔开。其中包括2个燃料箱和2个氧化剂箱，1个放置控制系统、导航系统及温度调节风扇的密封箱，1个放置服务单元、主发动机气瓶、稳定和定向系统的非密封箱。
弗雷盖特-SBU性能参数
当弗雷盖特-SBU在太空飞行时，首先使用可抛离式贮箱单元中的推进剂。当该推进剂耗尽后，贮箱单元脱离，而主上面级则继续使用其他贮箱中的推进剂工作。
Fregat-SBU上面级示意图
弗雷盖特-SB，下方为可抛离式贮箱单元
弗雷盖特-SBU上面级采用的主发动机是C5.92型发动机改进版，由伊萨耶夫化学机械设计局研发，采用四氧化二氮、偏二甲基肼推进剂，与弗雷盖特-SB上面级所用发动机相比，喷管长度增大，同样可在减推力模式下运行。除主发动机外，弗雷盖特-SBU的动力系统还配备了稳定、定向和发射保障系统，包含12台由氢肼驱动的小推力C5.221型液体火箭发动机。
稳定、定向和发射保障系统通过产生过载来分离主发动机贮箱中的气体和液体，从而为主发动机提供启动条件；当上面级在被动飞行段轴向稳定和主发动机工作下滚动稳定时，围绕质心旋转。此外，该系统还用于形成有效载荷分离前姿态，并在无需大幅增速且不适合启动主发动机时提供推力脉冲。
弗雷盖特-SBU自主控制系统配备高速箭载计算机Biser-6。为确定空间位置，在控制系统回路中还引入GLONASS信号接收设备，提高了有效载荷的入轨精度。
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