火箭材料的演变，本质上是围绕发射成本下探与发动机性能提升两条路线展开。在箭体结 构端，随着火箭技术迭代，材料围绕性能、轻量化、生产加工的工艺水平、成本经济效应 等多重因素，经历了传统铝合金、铝锂合金、复合材料与不锈钢多轮迭代。在动力系统技 术路线层面，运载火箭动力从早期一次性液体/固体发动机，逐步演进至大推力低温液体发 动机，到当前主流的 “液氧煤油/液氧甲烷+可复用”方案，其背后是燃烧室室压、热流密 度与启停次数的阶跃上升，对推力室内壁铜合金、外壁高温合金的耐温、导热与疲劳寿命 提出远高于传统一次性火箭的要求。目前火箭可回收时代，我们认为“箭体不锈钢材料+发 动机高温合金”正在成为火箭新材料体系。
火箭高频复用+降本增效，不锈钢成为箭体主用材料
航空不锈钢在高频复用的商业航天赛道中具备更优的整体性价比。随着火箭从一次性使用 向高频使用的商业化模式演进，我们认为其对结构材料的评价标准已由单一的减重导向转 向对耐高温、抗疲劳能力、可维修性以及规模化成本的系统性考量，不锈钢在上述关键指 标上的综合优势因此逐步显现。 传统一次性火箭使用铝合金作为箭体外壳，减重为第一性原理。在传统一次性多级火箭发 射的范式下，火箭发射的每个阶段都有独立的推进系统，当一个阶段的燃料耗尽后，就会 被分离掉，从而减轻整个火箭的重量，提高火箭的速度和高度。以长征运载火箭为例，其 主流型号（如长征二号、三号等）均采用一次性使用，多级分离的设计思路。在这一范式 下，火箭单体仅需满足单次飞行的结构强度和热力学约束，铝合金在密度、比强度及成熟 加工工艺等方面的优势得以充分发挥，成为传统一次性火箭外壳结构的最优材料选择。 商业航天范式下，火箭设计目标向降本增效+高频复用能力转变。相较传统航天体系以“完 成一次发射任务”为目标，商业航天为可重复范式，其火箭一级乃至整体箭体需要经历多 次起飞、加速、再入和回收过程，其结构材料不仅要反复承受反复的机械载荷与震动冲击， 还需应对再入大气层产生的高温气动加热，这一变化显著抬升了材料在耐高温性能、抗疲 劳特性以及维修可行性方面的权重。
我们认为，航空不锈钢在高频复用条件下展现出的高熔点、高抗疲劳性、高强度决定了其 在商业航天背景下的火箭箭体的突出性价比优势。 （1）不锈钢具备更高的熔点和更优的极限温度强度表现。不锈钢可在一定程度上直接参与 再入阶段的热载荷，从而显著降低对复杂防护系统（TPS）的依赖，简化箭体结构并降低 维护成本。通常情况下，铝或碳纤维的稳定工作温度限制在华氏 300 度左右，而在华氏 400 度时强度会出现明显下降。有些碳纤维可以承受华氏 400 度的高温，但强度也会大幅降低。 钢材可承受华氏 1500、1600 度的高温，Starship 早期使用的 301 系列不锈钢在低温下仍 保持延展性（与大多数钢材不同），甚至在低温下强度还能提高 50%（马斯克 2019 年采访 提及）。 （2）不锈钢抗疲劳性强，具有明确的疲劳极限，在合理的应力设计区间内可支持循环采用。 铝合金在循环使用时，在持续的应力循环下，即使应力很小，最终也会疲劳失效，这种突 然断裂的失效形式可能引起灾难性的事故，钢铁材料在低于其疲劳极限的应力区间内，理 论上可承受无限次循环而不发生疲劳破坏，使结构寿命具备更高的可预测性。正因如此， 不锈钢在多次起飞—回收—再发射的高复用率火箭应用场景中，更有利于实现结构寿命管 理与安全裕度控制，契合可重复使用运载火箭对可靠性和工程确定性的核心要求。
在对发射成本进行综合考量后，不锈钢相较于铝合金、碳纤维等材料展现出显著的单位成 本优势。首先，不锈钢具备更高的强度与耐热性能，使箭体结构能够采用更薄壁设计，并 在一定程度上减少对复杂热防护系统的依赖，从而在工程层面部分抵消其相对于铝合金在 密度上的劣势。其次，不锈钢材料本身成本较低，且在加工工艺成熟度、维修便利性与结 构损伤容限方面均具备明显优势，更有利于适配规模化制造与高频次周转的商业航天运行 模式。在可重复使用火箭对多次飞行、快速翻修和成本可控性的要求下，不锈钢在全生命 周期成本层面的优势进一步放大，使其在低成本、高频次的商业航天应用中具备更强的综 合竞争力。
火箭发动机性能提升，驱动高温合金在航天领域应用增长
高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在 600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类 金属材料，其具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、良好的疲劳性能和断 裂韧性等综合性能，又被称为“超合金”。按合金基体元素，高温合金可分为铁基高温合金 （600～800℃）、镍基高温合金（650～1000℃）和钴基高温合金（730～1100℃），其中 镍的高化学稳定性和相稳定性使之成为最佳的基体金属，镍基高温合金应用范围广，约占 高温合金总需求量的 80%（2022 年 7 月隆达股份招股说明书披露）。 高温合金应用市场广阔。高温合金材料主要应用于航空与航天领域，根据《航空航天用变 形高温合金现状与发展趋势》（王洋等，2025 年），航空航天领域是高温合金的第一大应用 市场，现代航空发动机中，高温合金材料用量占到发动机总质量的 40%-60%，主要应用于 四大热端部件，即燃烧室、导向器、涡轮叶片和涡轮盘，此外还用于制造机匣、压气机盘、 紧固件、加力燃烧室和尾喷口等零部件。运载火箭方面，高温合金主要用于制造运载火箭 的动力装置，即火箭发动机，液体火箭发动机选用高温合金制造关键零部件。随着技术发 展和产量提升，因自身优良性能逐渐被应用到电力、机械、冶金、汽车等工业领域。
变形高温合金占据高温合金的主要市场。按制备工艺，高温合金可分为变形高温合金、铸 造高温合金和粉末冶金高温合金，分别约占高温合金总需求 70%、20%和 10%（2022 年 7 月隆达股份招股说明书披露）。变形高温合金的热加工塑性较好，可以在锻轧机械的外力作 用下塑性变形为特定形状和尺寸的锻件和型材，在固溶、时效状态下的高温强度优异，在 航空、航天、核工程、能源动力、交通运输、石油化工、冶金等领域应用广泛。在航天领 域，变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性，在 液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。
火箭发动机推重比与工作温度持续抬升，驱动高温合金成为关键材料。液体火箭发动机是 运载火箭的“心脏”，其性能由推力、比冲、推重比和寿命等指标决定，背后直接受制于燃 烧室温度/压强、涡轮前温度以及材料极限。航空发动机经验清晰表明，随着代际演进，涡 轮前温度和推重比持续提升，而涡轮盘、涡轮叶片与燃烧室等关键部件已从耐热钢全面切 换至高温合金体系。在动力系统技术路线层面，运载火箭动力从早期一次性液体/固体发动 机，逐步演进至大推力低温液体发动机，到当前主流的 “液氧煤油/液氧甲烷+可复用”方 案，其背后是燃烧室室压、热流密度与启停次数的阶跃上升，对推力室内壁铜合金、外壁 高温合金的耐温、导热与疲劳寿命提出远高于传统一次性火箭的要求。
航天不锈钢应用于火箭贮箱、壳段结构
SpaceX 在星舰项目中充分发挥材料工程优势，将不锈钢确立为箭体的核心结构材料。星 舰早期方案曾尝试采用全碳纤维复合材料架构，但受制于材料成本高企、制造工艺复杂以 及损伤容限相对金属结构较低等因素，整体建造进度与工程可控性受到明显制约。基于上 述考量，SpaceX 于 2019 年初转向不锈钢技术路线，率先采用 301 系不锈钢，并自 2020 年起逐步过渡至 304L 低碳不锈钢或性能接近的自研 30X 合金体系。
进剂容器本体。具体来看，星舰的箭体外壳、推进剂储罐、头锥结构、底部发动机支撑舱 以及机身整体筒段，均由不锈钢板材制成，通过卷制与焊接工艺实现一体化成型。这一设 计显著简化了传统复合材料结构中对复杂隔热层与次级承载结构的依赖，同时依托不锈钢 在高温、低温及循环载荷条件下的综合性能优势，为火箭的高频重复使用奠定了材料与工 程基础。 我们依照星舰的质量对其中钢铁价值量进行测算，测算出单枚星舰中不锈钢价值量约为 244 万美元。按照 SpaceX 披露数据，星舰的起飞质量约为 5300 吨，按照运载火箭结构系 数 10%进行估算，星舰箭体结构质量约为 530 吨。考虑到星舰箭体结构以不锈钢为主要材 料，假设全部使用 304L 及与其接近的不锈钢材料，按照 SpaceX 公开测算中的不锈钢价格 3 美元/公斤估算，并考虑不锈钢板材在卷制、焊接及试制过程中的工艺损耗，参考 SpaceX 给予碳纤维的 35%的损耗率测算，单枚星舰对应的不锈钢材料质量为 815 吨，对应消耗成 本为 244 万美元。
朱雀三号是蓝箭航天面向大型星座组网和高频次发射需求，自主研制的新一代可重复使用 液氧甲烷运载火箭，在材料与制造路径上，朱雀三号显著区别于传统一次性火箭，系统性 引入高强度不锈钢作为箭体与贮箱的核心结构材料。根据蓝箭航天官网，该型火箭采用单 芯级两级串联构型，一、二级箭体直径 4.5 米，整流罩直径 5.2 米，全箭长度约 66–77 米， 起飞质量约 560–660 吨，起飞推力约 7,500–9,000 kN。在运载能力方面，朱雀三号低轨 运力可达 21 吨（一次性）或 18 吨（航区回收），设计一级重复使用次数不低于 20 次。 一子级采用九台天鹊系列液氧甲烷发动机并联，二子级采用一台真空型发动机，具备一箭 多星部署能力。火箭一、二级箭体筒段、液氧与液甲烷贮箱等大尺寸承力与承压结构，均 采用超薄壁高强度不锈钢板材，通过高性能激光焊接工艺成型。据蓝箭航天官网，蓝箭航 天自主构建了完整的不锈钢贮箱材料—工艺—产线体系，相较传统铝合金方案，生产周期 缩短约 40%。不锈钢在高温强度、抗疲劳性能、低温韧性和损伤容限方面的综合优势，使 其更适配重复使用工况，减少复杂隔热与结构冗余设计，为火箭实现多次回收与快速复飞 提供了材料基础。
高温合金应用于火箭/卫星系统热端部件
高温合金主要用于应用于火箭动力系统热端部件。以推力室、涡轮为代表的液体火箭发动 机热端部件具有可靠性要求高，启动冲击大，承受应力状态复杂，服役环境的辐射、氧化 和热腐蚀强等特点，一般采用高温合金制造。根据《液体火箭发动机的结构质量》（顾明初， 1998 年），液体火箭发动机由推力室、涡轮泵、燃气发生器、各种活门和调节器、总体装 配件等组成，其中，推力室质量占比 25%-40%，涡轮泵质量占比 20%-26%。高性能液体 火箭发动机推力室身部一般采用铜合金和高温合金组成双金属结构，涡轮泵的涡轮盘一般 采用变形高温合金，假设推力室、涡轮泵中高温合金用量占比为 50%，即液体火箭发动机 中高温合金用量估算为 23%-33%。
（1）高温合金在火箭发动机推力室中的应用
推力室是液体火箭发动机的核心组成部分，是将液态推进剂的化学能转换为热能的重要装 置，主要由喷注器、燃烧室、喷管等部分组成。在火箭发动机工作时，液体推进剂由喷注 器喷入燃烧室，经过一系列复杂的雾化、混合和燃烧等物理/化学反应，形成高温、高压的 燃气。燃气在喷管内加速膨胀，最后从出口高速喷出产生推力。此过程在极短时间及有限 空间内完成，因此推力室工作环境极为恶劣，工况极端复杂。
喷注器运行工况复杂，一般采用变形高温合金。喷注器的主要作用是按照特定比例将燃料 和氧化剂均匀地注入燃烧室并充分燃烧。喷注器主要由氧化剂腔、燃料腔、上百个喷注单 元（喷嘴）以及集合器等零件构成。通常情况下推力室喷注器侧推进剂未进行充分燃烧且 具有良好的主动冷却条件，材料服役温度相对燃烧室较低，但是喷注器燃烧通常需要同时 接触常温/低温推进剂和强腐蚀/强氧化高温燃气，并须承受推进剂燃烧带来的剧烈振动，因 而喷注器对于材料的耐高低温性能、抗高周疲劳性能耐腐蚀和抗氧化性能有较高的要求， 一般采用高温合金。 GH4169、GH4738 等牌号变形高温合金在喷注器及燃气发生器壳体中广泛应用。GH4169 “土星五号”火箭二级 J-2 发动机、“德尔塔 4”火箭一级 RS-68 发动机、航天飞机芯级 SSME 发动机、欧空局“阿丽亚娜 5”火箭芯一级 Vulcain 发动机和日本 H2 火箭一级 LE-7 发动机推力室喷注器顶盖、中底和部分喷嘴采用了 Inconel 718 镍基变形高温合金（国内相 似牌号为 GH4169），该合金为目前应用最广泛的高温合金，在-253~650℃都具有较好的使 用性能，短时间使用温度可以达到 800℃。Vulcain 发动机燃气发生器壳体采用 Ni-Cr-Co 基 Waspaloy 高温合金（国内相似牌号为 GH4738），该合金在 870℃以下具有良好的抗氧 化、抗腐蚀性能，815℃以下具有较高的强度和抗疲劳性能。
（2）高温合金在火箭发动机涡轮中的应用
涡轮转子是液体火箭发动机中服役环境最恶劣的构件之一，其叶片承受高温、高压、高速 燃气的强力冲蚀，涡轮转子高速旋转使得叶片同时承受极大的离心应力，而涡轮盘心部要 带动整个涡轮泵轴系旋转，结构应力较大；涡轮盘心部和叶片温差极大，由此带来的热应 力也非常大；此外推动涡轮盘旋转的燃气通常为富氧或富燃燃气，均有较强的氧化性或热 腐蚀性。涡轮盘、涡轮壳体、燃气导管等通常选用高温合金制造。火箭发动机涡轮盘一般 采用变形高温合金，我国早期长征火箭主发动机的涡轮盘采用 GH1040 高温合金，可以满 足 850℃的使用温度，但高温强度一般，20 世纪 70 年代末，长征火箭涡轮盘材料升级为 GH4169 高温合金。 Space X 公司 Merlin 1A 发动机总质量 68kg，采用 Inconel 718 高温合金制造封头，并采用 摩擦焊接加工主轴。涡轮泵外壳采用精密铸造成形，燃料泵采用铝合金制造整体式涡轮叶 盘，氧化剂管路采用 300 系列不锈钢。Merlin 1B、Merlin 1C 与 Merlin 1A 发动机相比变动 较小。 除火箭发动机推力室和涡轮外，连接热端构件的紧固件、金属密封件及部分接触低温推进 剂的管路、阀门也常采用变形高温合金。
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