俄罗斯运载火箭·联盟2.1v-世界热文

• 2023-05-30 23:50:08 来源：哔哩哔哩

投一篇水文，因为本人知识水平有限，难以避免一些错漏和不妥之处出现，还望读者指正（虽然估计也不会有多少人看）。

苏联解体以来，俄罗斯能源火箭航天公司（俄文：Ракетно-Космическая Корпорация -Энергия，РКК-Энергия，英文：RKK-Energia，由于英文全写使用很少且存在罗马化与意译的歧义问题，后续将只给出英文简写）计划基于联盟（Союз）系列运载火箭进行进一步改进，其中包括了使用N-1重型运载火箭计划所遗留的NK-33发动机对联盟号运载火箭原有的RD-108发动机进行替换，而助推器的RD-107发动机则将使用新研制的RD-0155进行替换。通过这样的改进，联盟号运载火箭的运力可以提升50%.而基于此更进一步的联盟3运载火箭二级（俄国称为三级）将使用液氧液氢推进，用于发射快帆（俄文：Клипер，英文：Kliper）可复用式载人航天器。按计划，改进后的联盟运载火箭LEO将高达15.3t。N-1时代充足的NK-33可以保证运载火箭维持较低的成本，前期生产的运载火箭将投入商业市场，这些运载火箭所取得的发射服务利润可以支持重启NK-33的量产工作。

(资料图片仅供参考)

新的联盟系列运载火箭似乎是一个运力覆盖面极广的系列。而运载火箭的各模块也进行了相应的改进。一级顶部直径/助推尖部芯级直径（暂且容忍这个蹩脚的说法）/氧箱段直径由R-7系列的2660/2950/2050（单位：毫米）到联盟2.1v的2660/2950/2660，再到联盟2.3的3200/3500/2660和联盟3的3500/3500/2600，二级直径也有2660/3200/3500等多种规格。这些改进计划始于上世纪90年代的俄罗斯运载火箭升级计划，当时的方案包括Ямал（Yamal）和Аврора（Aurora，极光），这些计划随后在世纪初演变为了联盟2.3和联盟3.前者设计起飞质量约370t，自拜科努尔发射的200kmLEO运载能力为11t，而在库鲁发射的LEO运力可达12.7t；后者起飞质量约392t，计划搭载的快帆载人航天器在包括逃逸发动机和运载火箭适配器情况下的起飞质量为17.8t，而在轨质量为14t。这两款运载火箭的芯级均采用NK-33A发动机，而助推器则先后考虑使用RD-0155和RD-120.10F两种发动机。前者为双燃烧室高压补燃液氧煤油发动机，海平面推力902.50kN，海平面比冲296s，室压约17.6MPa，干重1150kg，推重比80；后者海平面推力777.7kN，海平面比冲301.5s，真空推力876.8kN，真空比冲340s。当然对于后者的数据我持严重怀疑态度（虽然来源也未必可靠），同一来源显示此发动机面积比为53.2——对于一型起飞级发动机显然是极其罕见的。但应该可以肯定该发动机针对真空优化，可能是俄版YF-100（错乱）。

如同俄航画过的无数个PPT一样，这些计划并没有得到实施，而原计划由这些联盟改型作为过渡的下一代运载火箭——与安加拉（Ангара）有异曲同工之妙的Rus-M——同样也化为泡影。改动较小的联盟2.1a和联盟2.1b仍然是经费日渐捉襟见肘的俄航发射主力。但是重启NK-33的计划并非一无所获——这些发动机中的一部分撑起了大洋彼岸的诺斯洛普·格鲁曼（Northrop Grumman）的安塔瑞斯（Antares）运载火箭，而另一部分则用于俄罗斯本土的联盟2.1v。

俄罗斯联盟2.1v运载火箭（俄文：Союз 2.1в，英文：Soyuz 2.1v），是由位于俄罗斯萨马拉的中央特殊设计局/进步火箭航天中心（俄文：Центральное Специализированное Конструкторское Бюро/Ракетно Космический Центр-Прогресс,ЦСКБ/РКЦ-Прогресс，英文：Central Specialised Design Bureau/Rocket Space Center-Progress,TsSKB/RKTs-Progress）研发生产的一型轻型运载火箭。该运载火箭名义上属于联盟系列，实则与该系列其他运载火箭差别较大，可视为完全不同的运载火箭。至于为什么不是联盟2.1c，那是因为俄语第三个字母是v（谁问你了？）。

这里对GRAU索引代号进行简单的介绍。GRAU即ГРАУ，Главное Ракетно-Артиллерийское Управление，苏联国防部火箭炮兵总局，该代号是前苏联/俄罗斯（乃至部分其他独联体国家）装备体系下的通用后勤编号。各类军事装备以及运载火箭、液体发动机、卫星、轨道机车等等也适用这个编号体系。通常格式为数字-字母-数字，也有可能的后缀字母。例如联盟号运载火箭GRAU代号为11A511，联盟L、M、U、U2、FG分别为11A511L、11A511U、11A511U2、11A511U-FG。一般中间的字母为A则代表运载火箭，D代表液体发动机，F代表卫星。字母前的数字为8或11一般表示该项目装备于前苏联时期，而字母前的数字为14则一般表示为俄罗斯时期。例如苏联时期的RD-107/RD-108称为8D74/8D75，而俄罗斯现役的RD-107A/RD-108A则称为14D22/14D21。回到主题，目前的联盟2.1系列运载火箭中联盟2.1a称为14A14，联盟2.1b称为14A15，联盟2.1v也被称为14A15。个人推测可能是公开资料出现了错误，当然也不排除两种火箭共用一个编号的可能。我比较倾向联盟2.1b称为14A14K的可能性，因为之前对联盟2.1a/b有过联盟2/2K的称法，当然有点暴论，仅供参考。

过去若干年，苏联时代的宇宙（Космос）、旋风（Циклон）、呼啸（Рокот）等轻型运载火箭陆续退役，而安加拉（Ангара）系列运载火箭中的轻型运载火箭安加拉1.2尚未完成研制，俄罗斯需要一款新的轻型运载火箭来弥补运力空缺，联盟2.1v就是在这样的背景下开始研制。

在2005年联盟2.3及联盟3运载火箭概念提出时，联盟1作为联盟2.1v的早期方案也纳入了考虑。2008年，在柏林展出的模型数据显示该运载火箭的起飞质量为136t，其设计运载能力为62.5°近地轨道运力1.5~2.4t，同年，俄罗斯联邦政府正式批准了该运载火箭的研制工作。之后公布的数据显示该运载火箭的起飞质量为157t至160t，高44m。至此，联盟2.1v方案已基本确定。联盟2.1v项目总投资共计25亿卢布（约合763万美元），其中10亿卢布 （约合305万美元）由进步火箭航天中心负责，其余15亿卢布（约合458万美元）由军事预算提供。 该火箭采用的全新伏尔加（Волга）上面级的研制全部由进步火箭航天中心提供资金支撑。参考联盟2.1b的商业报价3500万美元，该运载火箭的研制成本相较而言非常之低。这种低廉的开发成本来自于设计的保守，例如自动化技术科研生产联合体（俄文：НПО Автоматика）关于使用更为先进的孔雀石-7（Малахит-7）型飞控计算机代替孔雀石-3的建议未被进步火箭航天中心采纳。

联盟2.1v是以液氧煤油为燃料的二级运载火箭，基于苏联/俄罗斯航天工业的成熟技术研制而成，可以适配联盟系列运载火箭的发射工位及其他基础设施。联盟2.1v运载火箭在俄罗斯普列谢茨克航天发射场43号发射综合体4号工位上执行发射任务，为适应联盟2.1v的发射任务，该发射工位进行了改进，主要针对支持无助推构型火箭的情况进行优化。

联盟2.1v最初被要求在2010年执行首次发射任务，并要求在2014年前通过5次发射完成飞行测试。这些时间表由于俄航一贯的放鸽子特性而经历了数次推迟。

联盟2.1v主要性能参数如下。

全长                                  44m

箭体最大直径                   2.95m

整流罩直径                      3.00m

最大起飞质量                  160t

起飞推力                         1732kN

测发周期                         约20天

起飞推重比                      1.10（起飞推重比疑似低得冠绝全球）

运载能力及运载系数

近地轨道（200km，62.8°）           2800kg       1.75%

极地轨道（200km，82.4°）           3000kg       1.88%

太阳同步轨道（200km，99.3°）    2630kg       1.65%

太阳同步轨道（700km，98.7°）    1400kg       0.87%

联盟2.1v一级箭体继承了联盟系列运载火箭芯一级并进行改进，但是与原联盟系列运载火箭的芯一级都被称作Blok-A。这些改动包括取消了助推器（Blok-B,V,G,D）以及一些基于结构上的改进，燃料贮箱部分从2.05米增加到2.66米，从而增大了起飞质量，动力系统更换为NK-33A主机+RD-0110R游机，使用铝合金制造的分体贮箱，其氧化剂贮箱在上，燃料贮箱在下。不同于其他联盟系列运载火箭的氮气增压，联盟2.1v采用了更为先进的氦气增压。

联盟2.1v一级主要性能参数如下。

全长             27.8m

最大直径       2.95m

最小直径       2.66m

起飞质量       129t

结构质量       9.3t

干质比          13.87

工作时间       210s

动力系统       NK-33A主机+RD-0110R游机

联盟2.1v二级同样基本沿用联盟2.1b的二级，并同被称作Blok-I mod，其直径2.66m，使用RD-0124发动机作为动力系统，其同样使用传统的分体式贮箱，燃料贮箱在上，氧化剂贮箱在下。二级采用新式数字控制系统，于燃料贮箱和氧化剂贮箱间搭载控制装置，采用数字箭载计算机和三轴惯性测量装置制导。这些系统负责联盟2.1v飞行过程中的控制、遥测与导航。

联盟2.1v一二级采用热分离方式，一级关机2s后二级发动机启动，实现两级物理分离。

联盟2.1v二级主要性能参数如下。

全长               6.74m

直径               2.66m

起飞质量        27.755t

结构质量        2.355t

干质比           11.79

工作时间        300s

动力系统        RD-0124

除基础版一二级以外，联盟2.1v还可以选配伏尔加（Волга）上面级。该上面级基于1999年首飞，与联盟-U或联盟-FG运载火箭搭配的伊卡尔（Икар）上面级。伊卡尔上面级质量820kg，使用Melnikov设计局（КБ Мелников）的17D61发动机作为动力，燃料为偏二甲肼/四氧化二氮，推力约2943N，拥有最高50次的重复启动能力，配备16具RCS推进器用于飞行姿态控制，可以从地面控制或自主工作。其最初计划用于琥珀（Янтар）军事遥感卫星的推进模块，该上面级在1999年执行了6次发射任务，将美国Globalstar卫星送入预定轨道。

伏尔加上面级继承了伊卡尔上面级的大部分设计，拥有独立的制导、导航及控制模块（GNC），通过惯性测量装置进行导航，并在执行长时间复杂的上升任务中使用星敏感器。此外，伏尔加上面级还具备接收格洛纳斯（GLONASS）信号进行飞行控制的能力。其设计在轨任务时长可达24小时，但是大多数任务不超过2小时。除联盟2.1v外，此上面级也可以适配联盟2.1a运载火箭。

伏尔加上面级主要性能参数如下。

全长                        1.03m

直径                        3.1m

结构质量                 890kg

推进剂质量             300~900kg

干质比                    1.34~2.01

工作时间                 900s

动力系统                17D61

比冲                        307s

推力                        2943N

与联盟2.1v运载火箭搭配的运载能力及运载系数

近地轨道（1000km，62.8°）        1700kg         1.06%

极地轨道（1500km，82.4°）        1400kg         0.87%

太阳同步轨道（835km，98.7°）   1400kg         0.87%

太阳同步轨道（2000km，98.0°）  750kg          0.46%

联盟2.1v的动力系统简介（高浓度机翻+技术错误预警）。

NK-33A发动机（也称NK-33-1，GRAU索引代号：14D15）是由俄罗斯联合发动机公司旗下库兹涅佐夫公共股份公司（俄文：Публичные Акционерное Общество Объединенная Двигателестроительная Корпорация-Кузнецов，ПАО ОДК-Кузнецов，前库兹涅佐夫-劳动科研生产联合体，俄文：Научно-Производственное Объединение Кузнецов-Труд）研制的高压补燃循环液氧煤油发动机，基于NK-33进行少量改进。NK-33原计划作为NK-15的变体用于前苏联N-1重型登月火箭的改进型（N-1F），尽管该改进型从未飞行过。在苏联登月计划及N-1取消后，仍然有150台NK-33发动机得到保存。

NK-33发动机的系统组成包括主系统（推力室推进剂供应系统）、副系统（涡轮工质供应系统）、氧路预冷和燃料路吹除系统、控制系统。

主系统由主涡轮、燃料泵、氧化剂泵、节流阀、燃料阀、推力室及导管等组成。

燃料泵和氧化剂泵均为螺旋离心泵，氧化剂泵通过液压装置驱动低压级，低压级燃料泵通过齿轮机构与高压级相连。涡轮泵组件包括两泵的所有轴承和增压泵的齿轮箱，均设有专门的润滑系统。

推力室由喷注器、燃烧室和喷管组成，燃烧室头部为球形底面的喷注器，喷注器为球形格栅结构，以使来自预燃室的所有燃气压力均匀分布，并使推进剂组元的流量分布均匀。燃烧室采用铜内壁铣槽结构，使用煤油冷却。为避免高频燃烧不稳定，并提供燃烧室和喷管的有效冷却，设计局研究了燃烧室喷注器内和燃烧室内推进剂组元流量的最佳分布。

副系统由预燃室、氧化剂阀、流量调节器、燃料断流阀及导管组成。

预燃室包括燃烧区和混合区。混合区装有分配液氧的带孔小管和为在燃烧区域内稳定燃烧以及消除高频振动的抗震冷却隔板。预燃室内壁由液氧冷却。

氮气吹除系统用于发动机启动前对燃烧室和预燃室燃料导管进行强化氮气吹除。在发动机关机时用以吹除燃料导管、阀后燃烧室冷却套内燃料以及预燃室头部和燃料冷却管内的燃料。

控制系统主要是用燃料流量调节器来控制发动机推力。用安装在燃烧室燃料导管上的节流阀来控制发动机混合比，燃料流量调节器和燃料管路节流阀均由运载火箭控制系统的作动器控制。

NK-33采用液氧煤油高压补燃发动机常见的共轴燃料泵和氧化剂泵，不需要额外的预压泵，使用火药启动器驱动启动涡轮进行强迫启动，该涡轮带动同轴的燃料泵和氧化剂泵转动。其中燃料泵靠近启动涡轮，而氧化剂泵则靠近另一侧的富氧燃气驱动涡轮（主涡轮）。在启动涡轮转动的同时，氧化剂泵和燃料泵后建压，受氧化剂压力控制的氧化剂阀打开，全部氧化剂进入预燃室，与进入燃烧室的少量燃料进行燃烧，由此产生的高压富氧燃气驱动主涡轮，之后进入推力室的喷注器和燃烧室。燃料泵后压力操纵燃料阀打开，燃料则通过冷却套进入喷注器和燃烧室。推力室燃料阀上游的电动节流阀控制燃料的流量，以调整发动机的混合比。而发动机推力的控制则由电动流量调节器通过控制进入预燃室的燃料流量实现控制，该调节器位于预燃室燃料输送导管上。发动机的关机通过预燃室燃料输送导管的电动断流阀实现的，该阀可切断进入预燃室的燃料，进而导致氧化剂和燃料泵后压力的衰减和推力室阀门的关闭。

NK-33发动机的各次试车之间无需使用溶解剂清洗零件，也没有发动机零件的碳化现象，发动机使用自备的气体吹除系统。飞行前，无需用溶解剂清洗发动机，干启动时也无需预冷泄放。这是由于NK-33没有应用富燃燃气发生器以及推力室冷却套中的煤油温度相对较低的缘故。

由于N-1运载火箭的推力矢量控制由改变各发动机的推力实现，故NK-33不需要配备伺服系统。苏联解体后，美国购买了36台NK-33发动机。2013年4月21日，以NK-33双机作为一级动力的美国安塔瑞斯运载火箭首飞成功。2014年10月28日，NK-33的故障引发的爆炸使得安塔瑞斯运载火箭发射失利，故安塔瑞斯弃用NK-33而改用RD-181。而俄罗斯联盟2.1v则继续使用NK-33A。或许俄航对库兹涅佐夫公司的维护能力有足够的信心（笑）。根据俄方消息，NK-33A发动机库存至少可以维持到2026年。

俄罗斯动力机械科研生产联合体（俄文：Научно-Производственное Объединение Энергомаш，НПО Энергомаш ，英文：NPO Energomash）表示未来将使用RD-193发动机（RD-191的不带矢量版本，并缩短760mm，质量降低300kg）取代库存的NK-33发动机。截至2013年，RD-193测试工作已经完成。如果更换发动机，这将为联盟2.1v增加137%的起飞推力，从而提高运力（尤其是对这种起飞推重比惨不忍睹的火箭）。但是肉眼可见的，更换发动机将会显著增加运载火箭的成本，这可能导致联盟2.1v运载火箭相对安加拉1.2的优势大幅削弱。    

NK-33A发动机主要性能参数如下（一般采用《世界导弹与航天发动机大全》及RussianSpaceWeb数据，若有冲突，则括号内为RussianSpaceWeb数据）。

海平面推力                  1512.32kN（1509.8kN）

真空推力                     1679.57kN（1638kN）

海平面比冲                  2913.57m/s

真空比冲                      3247.1m/s

推进剂总流量               517.3kg/s

推进剂混合比               2.55（2.62）

燃烧室压力                  14.83MPa（14.7MPa）

发动机干质量              1240.3kg（1222kg）

发动机推重比              126/137

发动机长度                  3705mm

喷管直径                     1490.5mm

喷管扩张比                  27

燃料泵入口压力           0.41MPa

氧化剂泵入口压力       0.41MPa

燃料泵出口压力          31.72MPa

氧化剂泵出口压力      39.02MPa

启动时泵出口压力      54.23MPa

涡轮转速                    17400r/min（18500r/min）

富氧预燃室压力          33.25MPa

富氧预燃室混合比      57.6

涡轮入口燃气温度      628.15K

涡轮出口燃气温度      588.15K

变推力范围                 23%~135%

混合比调节范围          78%~133%

RD-0110R发动机（GRAU索引代号：14D24，也称作RD-461）是由俄罗斯位于沃罗涅日的开放式股份公司化工自动化设计局（俄文：Открытое Акционерное Общество-Конструкторское Бюро ХимавтомАтики，ОАО-КБХА，英文：KBKhA，又称科兹贝格设计局，俄文：Конструкторское Бюро Косберг，КБ-Косберг，英文：KB Kosberg）研制的燃气发生器循环液氧煤油发动机，基于原联盟系列运载火箭二级（前苏联/俄罗斯称为三级）发动机RD-0110（GRAU代号：11D55）进行改进，使该型上面级发动机作为一级工作状态的游机工作。

由于关于RD-0110R的资料较少，本文将更多以RD-0110作为参考（参考多少各位酌情决定）。

RD-0110是化工自动化设计局最早的设计火箭发动机之一，也是苏联早期的火箭发动机，最早是基于RD-0109的四燃烧室改型，然后陆续经过了RD-0106、RD-0107、RD-0108的演进，到RD-0110趋于成熟。此发动机的研发过程中非常注重简单性和可靠性。RD-0110采用了常见的涡轮与燃料泵和氧化剂泵共轴的设计。为了提供较好的燃料吸入性能，RD-0110涡轮泵采用双入口设计以及背靠背的离心叶轮，这使得它能够在相对较低的入口压力下工作，而无需额外的预压泵。涡轮由富燃燃气发生器驱动。而燃气发生器排出的富燃燃气则供应4个最大摆角40°的游动喷管，共提供发动机系统4%的推力。燃气发生器和主燃烧室的点火通过点火器完成。发动机运行控制由点火阀、推力控制调节器、燃气发生器稳定器、贮箱排空系统的节流阀执行。

RD-0110由单套涡轮泵系统供应四个推力室，这样的设计可以在降低发动机整体高度的同时增大发动机的扩张比，利于减少火箭级间段的长度。

四个发动机推力室与其余的发动机模块安装并连接到多杆机架上。机架及上部承力机构连接到火箭组级氧化剂贮箱底部的圆锥形结构上。配备伺服系统和隔热罩的游动喷管连接到框架的下端部分。

RD-0110使用燃料（煤油）作为再生冷却系统的冷却剂。与大多数其他苏联设计一样，它使用波纹金属结构作为冷却夹套，波纹隔板使用耐热铜合金制造。推力室喷管的上半部分将波纹隔板夹在内壁和外壁之间，并使用高温钎焊和熔焊连接。喷管的下半部分没有外壁，波纹结构直接裸露以减轻重量。推力室外壁使用合金钢制造，而内壁则使用了铜合金并带有铣削通道，以承受喉部的极端温度。冷却系统通过喉部上方的圆形槽注入煤油以进行冷却，并通过不同的歧管实现单独的薄膜冷却。

RD-0110R设计与原始的RD-0110设计关系密切，改进主要涉及次要部件，包括：发动机矢量系统、燃烧室喷管、推进剂和燃烧室吹除的供应线，氦热交换器和排气喷管。运载火箭尾部的后舱壁将用于连接燃烧室、涡轮泵、废气系统和推进剂供应管路。RD-0110R的支持机构由进步火箭航天中心开发。

改进后的RD-0110R显著降低了喷管扩张比，采用液压推力矢量系统来控制4个游动喷管摆动，并配备一个热交换器用于给氦气加热，以对贮箱进行增压。RD-0110R喷管最大摆角可达45°。

在主推力模式下，发动机的推力控制在标称值-9.5至+7%范围内，仍然保持发生器气体的温度恒定，并通过改变燃烧室中的混合比（在 −10 %至 +10% 范围内）。前者由推力控制调节器和燃气发生器稳定器的共同操作实现，后者由 TDS 调节器（求问TDS全写是什么，字面看来这是个推进剂流量调节器？）实现。

2012年，化工自动化设计局称，将基于RD-0255发动机（11D24）进行开发，以最终取代RD-0110R。字面意思看是以RD-0255与RD-193搭配使用，但是RD-0255作为使用偏二甲肼/四氧化二氮燃料的发动机如何在液氧煤油火箭装机，我暂且蒙在鼓里。

RD-0110发动机主要性能参数如下（一般采用AIAA论文Turbopumps for Gas Generator and Staged Combustion Cycle Rocket Engines及RussianSpaceWeb数据）。

真空推力                        298.03kN

真空比冲                        3195m/s

推进剂总流量                 93.3kg/s

推进剂混合比                 2.2

燃烧室压力                     6.8MPa

发动机干质量                 408.5kg

发动机推重比                 74.4

发动机长度                    1575mm

发动机直径                    2240mm

喷管扩张比                    82.2

涡轮泵组功率                33.8MW

燃料泵流量                    29.3kg/s

氧化剂泵流量                64.5kg/s

燃料泵入口压力            0.14MPa

氧化剂泵入口压力        0.28MPa

燃料泵出口压力           14.32MPa

氧化剂泵出口压力        9.81MPa

涡轮流量                      3.97kg/s

涡轮入口压力               5.79MPa

涡轮出口压力               0.42MPa

涡轮转速                      18400r/min

涡轮入口燃气温度       1050K

变推力范围                  90.5%~107%

混合比调节范围           90%~110% 

RD-0110R发动机主要性能参数如下（一般采用RussianSpaceWeb数据）。

海平面推力          238.63kN

海平面比冲          2558.8m/s

真空推力            273.03kN

真空比冲            2927.3m/s

燃烧室压力          6.6MPa

发动机干质量        850kg（包括火箭尾部舱段）

发动机推重比        28.6

发动机长度          1910mm

发动机直径          2675mm

喷管扩张比          11.7（仅供参考）

其他的部分数据可以参考原版RD-0110。

RD-0124发动机（GRAU索引代号：14D23）是化工自动化设计局研制的高压补燃循环液氧煤油发动机，于1994~1995年间完成开发，于1996~2004年间完成测试，于2006年12月27日作为联盟2.1b二级（前苏联/俄罗斯称三级）发动机首飞。RD-0124被认为是性能最好的上面级煤油发动机之一，其比冲在现役煤油发动机中仅次于RD-58系列的部分型号。

与RD-0110相似，RD-0124采用了单套涡轮泵系统驱动4个燃烧室的方案。但是RD-0124采用了具备矢量能力的喷管，每个喷管都由切向平面上的液压转向机（下图中10）偏转，从而取消了RD-0110的四个游动小喷管。除主涡轮泵外，RD-0124还拥有独立的燃料和氧化剂输送阀（下图中12及14）。RD-0124发动机系统还包括单个燃气发生器、点火和关机系统、调节和控制系统、火箭贮箱增压系统、发动机作动燃料供应系统。

主涡轮泵系统（下图中7）包括一个两级燃料泵，通过第一级燃料螺旋离心泵增压后的大部分燃料通过调节器和推进剂流量控制阀（下图中8）进入燃烧室的冷却通道。小部分燃料通过第二级燃料螺旋离心泵增压，并通过推力调节器（下图中5）和推进剂控制阀（下图中2）进入燃气发生器。一级氧化剂螺旋离心泵后的全部氧化剂通过氧化剂控制阀（下图中4）进入燃气发生器。燃气发生器中产生的高温富氧燃气被送入轴向单级涡轮机，然后通过气体管道进入燃烧室。安装在预燃室出口管路上的热交换器（下图中11和15）对氦气加热，用于对火箭贮箱增压。

一级主泵增压后的部分燃料流入涡轮机，从而驱动燃料增压泵。类似于燃料，氧化剂的增压泵同样由涡轮机驱动，后者则由流经主氧化剂泵后的部分氧化剂带动。流经一级主泵后的燃料中的一小部分用于发动机液压转向。

RD-0124发动机的点火由位于安瓿中的启动燃料启动。

RD-0124发动机的一个显著特点是无需氧化剂预冷回路即可启动，这简化了发动机的气液回路，降低了氧化剂入口管路和涡轮泵的隔热需求，也避免了结构复杂的关机密封，从而确保了氧泵空腔相对于燃料泵的密封性。

发动机启动时首先打开安装在氧化剂管路中的主输送阀（下图中13）与氧化剂控制阀（下图中4），在此操作之后，氧化剂通过管路供应到涡轮泵的腔体。主氧化剂阀在氧化剂接近之前打开。

在主氧化剂阀打开后，由于受到静液压头和储罐中增压压力的影响，发动机液压道中背压较低，确保了氧化剂以大流量通过输入管路和涡轮泵。此时，一小部分的氧化剂直接与入口管路的结构以及泵接触，并受热沸腾。当氧化剂到达涡轮机时，在燃烧室中没有背压的情况下，涡轮泵开始旋转。同时，液氧流量相对于气态氧的流量足够大，从而避免达到临界值而使泵发生气蚀损坏。涡轮转子的低转速也有助于提高泵在初始工作阶段条件下的抗气蚀稳定性。同时，泵为燃气发生器供应适量的氧化剂。随后燃料入口管路中的主输送阀（下图中13）打开，在贮箱中的静液压头和增压压力的共同作用下，燃料进入燃料泵的管路和空腔以及燃烧室的冷却通道直到推进剂流量控制阀（下图中8）。

在静压头的作用下推进剂控制阀（下图中2）被打开，贮箱内的压力增加，同时在由未启动的涡轮泵产生的气头下，启动蓄压器（下图中3）的膜被破坏，启动燃料进入燃气发生器，在富氧环境中点燃，并在燃气发生器（下图中6）中进行燃烧。燃气发生器中形成的富氧气体进入涡轮机，涡轮机逐渐进入工作模式。富氧气体随后进入燃烧室（下图中9）的头部（与推进剂）混合。

随着涡轮泵转数的加快，燃料泵出口处的压力增加，同时燃料增压泵的转数及其产生的扬程增加，因此启动蓄压器（下图中1）的膜被破坏。启动燃料通过止回阀（图中未显示）进入燃烧室的头部混合，随后燃料在富氧环境中点燃，并形成稳定燃烧。推进剂流量控制阀（下图中8）打开后，燃料从推力室的冷却管路供应到燃烧室头部。达到一定压力后，止回阀关闭。

在液体推进剂发动机的启动速率下，输入管路和涡轮泵的材料部分的温度持续下降到液氧的温度，因此，从入口阀到涡轮泵以及涡轮泵的进氧管路冷却的开始与发动机燃气发生器和燃烧室中点火过程相结合。所以，发动机结构的冷却过程中没有氧化剂损失。

RD-0124的涡轮泵相较RD-0110的区别包括：通过推力平衡系统与各叶轮主盘相结合，实现各转子的轴向平衡；泵壳体和叶轮由不锈钢制成，涡轮机壳体为铸件，由镍合金制成；整体叶盘式涡轮叶轮由高强度镍合金经粉末冶金制造，叶片由电火花加工。

导致液氧泵和涡轮机燃烧的可能原因包括：峰值瞬态温度、摩擦和扰动、外来金属颗粒，因此RD-0124发动机涡轮泵采用一系列前苏联/俄罗斯的典型设计以提升部件氧化耐受性，此外，涡轮机的进气口不具有叶片，这种设计在化工自动化设计局开发的富氧燃气发生器驱动的涡轮机中较为典型。

RD-0124的制造成本显著高于RD-0110，这也是联盟2.1a运载火箭仍然得到保留的原因。2011年，一台RD-0124的制造成本为8200万卢布。参照当年美元对卢布约1：30的汇率，则单台发动机成本达到270万美元以上。

RD-0124发动机主要性能参数如下（一般采用AIAA论文Turbopumps for Gas Generator and Staged Combustion Cycle Rocket Engines及RussianSpaceWeb数据）。

真空推力                     294.3kN

真空比冲                     3520m/s

推进剂总流量              83.6kg/s

推进剂混合比             2.6

燃烧室压力                 15.53MPa

发动机干质量              450kg

发动机推重比              66.7

发动机长度                 1470mm

发动机直径                  2327mm

喷管扩张比                  82.2

燃料泵流量                  29.91 kg/s

氧化剂泵流量               65.46kg/s

燃料泵出口压力           36.56MPa

氧化剂泵出口压力        33.28MPa

启动时泵出口压力        54.23MPa

涡轮流量                      59.85kg/s

涡轮入口压力               29.98MPa

涡轮出口压力               17.55MPa

涡轮转速                      39000r/min

涡轮入口燃气温度        973K

联盟2.1v运载火箭的研制历程概述如下。

2008年  苏联时期的NK-33发动机点火试车成功，俄罗斯政府批准联盟2.1v运载火箭的研制计划。

2009年  联盟2.1v的首飞计划自2010年推迟至2011年。

2010年  俄罗斯航天局宣布由化工自动化设计局负责开发一级游机RD-0110R，同年，该运载火箭的所有设计文件完成，部件的生产与测试持续推进，但首飞计划进一步推迟至2012年。

2011年  位于莫斯科郊外佩列斯韦特（Пересвет）的联邦国有企业火箭航天工业科研测试中心（俄文：Федералное Казенное Предприятие Научно-Испытательный Центр Ракетно Космической Промышленности，ФКП-НИЦ-РКП，英文：FKP-NITs-RKP）开始对联盟2.1v的一级样机进行测试，该一级模块被命名为EU-763.

2012年  年初，联盟2.1v火箭的首次发射规划在当年第二季度，但到4月中旬，该任务被推迟到9月。之后，用于首次发射的火箭完成生产，在进步火箭航天中心综合检测设施进行一系列检查后，计划在4月底之前运往普列谢茨克发射场。同时，伏尔加上面级也即将生产完成，一个月后被运往普列谢茨克。当时，运载火箭计划在6月15日之前做好发射准备。同年联盟2.1v运载火箭完成了推进系统试验阶段规划的2次冷试验和1次热试验。6月进行的第二次冷实验完成了火箭在点火指令之前所有的进程和加注程序。同年，RD-0110R发动机执行了一次时长280s的点火试验，然而随后对EU-763的测试中出现了严重的故障，测试在点火后数秒内宣告失败，原因是RD-0110R游动发动机涡轮泵转速超出了允许的范围，而停机指令的错误使得只有RD-0110R发动机执行关机，但在管路中剩余的推进剂供应下，主推进系统（NK-33A）仍然继续工作了5s，当氧化剂消耗完毕时，仍在运转的涡轮泵被摧毁，并导致样机大部分受损。失败原因被归咎于程序编写的错误。因此，火箭的准备工作受到一级游机技术故障的影响。故障分系统将从火箭上拆卸并返厂维修，并重新进行第二次测试。中央特殊设计局随后将EU-763移出试车台，并将其从测试中心运回萨马拉。此后，公司完成了火箭受损部件的维修工作，受损的试车台也进行了维护。为了防止此类故障再次发生，中央特殊设计局对氧化剂贮箱的热防护进行了修复，重新检测了受损的气动、液压系统组件，同时制造新的零部件，用于替换严重受损的尾段零部件。化工自动化设计局则制造了新的桁架，以将火箭组级与试车台连接。并对推进剂泄出管路和灭火系统进行改进。

根据计划，联盟2.1v火箭将在8月第二周运往普列谢茨克航天发射场，并于8月23日部署到43号发射综合体4号工位进行测试，包括液氧和气体的加注。8月9日，俄罗斯官方媒体证实，联盟2.1v首次任务的所有部件，包括伏尔加上面级、适配器和有效载荷，都已抵达普列谢茨克。当时计划在8月25日执行发射台点火试验，随后在2012年第四季度首次发射。测试随后推迟到9月4日。到那时，预计只有“干”测试才能在没有在船上装载推进剂的情况下进行。9月4日07：00，运载火箭开始推出。根据俄罗斯航天局（Роскосмос/Roskosmos）的一份官方声明，火箭在发射台起竖，对除加注外的所有发射前操作进行为期四天的排练。在11月16日的公司管理层扩大会议上，进步火箭航天中心负责人Aleksandr Kirilin表示，联盟-2-1v的首次发射计划于2013年4月举行。然而任务在3月被推迟到下半年。

2013年  联盟2.1v重新在火箭航天工业科研测试中心进行一级系统试验。4月初，进步火箭航天中心宣布第一阶段的热试车试验将在月底之前进行，首飞定于2013年夏末。然而由于技术问题，一级的关键点火试验推迟到5月30日。5月30日，试验进行到50s时再次被紧急关机指令中断。故障原因可能为其中一个温度传感器读数出现异常。次日，联盟2.1v再次进行点火试验，NK－33A主发动机工作正常，但检测到RD－0110R游动发动机的其中一条推进剂输送管道发生泄漏，紧急终止了点火试验。点火持续时间为150s，未达到预定的220s。故障原因为推进剂输送管路采用了不合格的非标准接口，同时，该接口并未按规定进行焊接，而是采用系紧方式，导致RD－0110R游动发动机燃料泄漏。因为实际执行任务的火箭不会采用非标准接口，因此本次试验被认定为成功。6月4日，OAO库兹涅佐夫宣布，联盟号火箭的第一级成功通过发射试验。根据俄罗斯官方媒体发布的该公司声明，NK-33A发动机“按照火箭所有系统的预定顺序和操作逻辑运行，证实了其高可靠性。”该声明没有告知测试持续时间或其他详细信息。当月晚些时候， 进步火箭航天中心负责人Aleksandr Kirilin称，联盟2.1v计划在9月和10月进行两次任务。然而直到该年年底，经历多次推迟的联盟2.1v终于成功首飞。

联盟2.1v运载火箭一般从普列谢茨克航天发射场43号发射综合体4号工位起飞执行高倾角低轨卫星的发射任务，火箭弹道为接近正北射向。在火箭一级工作段结束时，第二级（Block-I）的RD-0124发动机点火，尾焰通过连接火箭一二级的级间杆系排出，随后一二级执行分离，二级尾段立即断开成三片并侧向分离。火箭一级和二级尾段残骸落区均位于摩尔曼斯克以北的巴伦支海。

随着火箭继续飞行，有效载荷整流罩分离并落入斯匹次卑尔根群岛以南的北冰洋。第二阶段继续动力飞行，将其载荷送到世界之巅，在格陵兰岛北部海岸和北极之间。

联盟2.1v的成本相关

根据俄罗斯《航天新闻》（Novosti Kosmonavtiki）杂志论坛2010年消息，安加拉1系列运载火箭发射报价约为2500万美元，而联盟2.1v报价仅为其二分之一。虽然可能不准确，但应当是有一定参考价值的。

对于联盟2.1v的一点个人评价（强烈暴论+误导向）

联盟2.1v无疑是新世纪俄航的一个缩影。尽管俄国名面上似乎仍然是第二航天大国，实则已经是一个上不去下不来的白银选手，俄航在新世纪亦没有太多令人眼前一亮的成果（PPT倒是不少）。联盟2.1v就是在这个背景下诞生的“凑合着用”的火箭，尽管旧瓶装新酒并没有什么出彩的地方（除了那低得令人发指的起飞推重比），但在新世纪替代旧有的各类导弹改的运载火箭方面的确起到了一定的作用（同时却也使得同样是白银选手的安加拉1.2更加尴尬）。由于用的发动机是存货，这玩意有一定竞争优势但又没法大规模发射，如果换发动机的话竞争优势估计又没了。同样这玩意打EMKA这样的卫星也有些煞有介事的样子（放契丹一发快舟给你搞定）。俄国航天系统运载火箭谱系的混乱已经开始体现，一方面赫鲁尼切夫打算用安加拉一统天下，结果从上到下从A5到1.2被旧有的质子联盟系列全面压制，A3被迫取消的同时隔壁能源集团还在研制天顶俄国转生版——联盟5和甲烷复用运载火箭——阿穆尔河，无疑是打算进一步坐稳中型火箭的统治地位，而赫鲁尼切夫竟然还打算复活呼啸号运载火箭（呼啸M，原计划2022年下半年首飞，完全不出意料地放了鸽子）反过来与自家的安加拉1.2竞争...这是在干什么？复活一个已经趋势的项目来创死自家的新项目...很符合我对毛子脑回路的想象。考虑到俄国低能的电子工业水平，真的会有足够的卫星需要这些火箭发射吗？

只能说原先的新一代联盟系列还是一个不错的蓝图，只是在当今的俄国已经不能实现，而这个蓝图中唯一一个幸存者如今看来也有些意义不明，难以评价。

感谢看到这里（而没有离开）的读者，本文原计划包含联盟2.1v的历次发射信息，为了便于浏览（骗赞），发射信息将会另外整理发专栏（真的会动笔嘛）。

参考资料

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[5] Anatoly Zak. Soyuz-3 launch vehicle[EB/OL]. Triumph of Soyuz-2-1v opens door to future launchers（2014-1-8）http://www.russianspaceweb.com/soyuz2_3_lv.html

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