火箭主体用什么材料打造，用不锈钢做火箭有什么优缺点

很多小伙伴玩家都不太清楚火箭主体用什么材料打造，用不锈钢做火箭有什么优缺点，那么今天解雕侠小编给大家带来一篇 相关的文章，希望大家看了之后能有所收获，最后请大家持续关注我们！

从理念世界转移的阴影2019年1月24日，《大众机械》(popularmechanics )杂志独家采访埃隆马斯克的文章(详情见文后)中透露，将星船(Starship)和超重火箭变成不锈钢，作为油箱的材料

以前关于火箭壳体的话题，一直以来都是5A06 (铝镁系(-2A14 )铝铜系)-2219 (铝铜系)-2195 (铝锂系) -复合材料。

现在突然转移到301和304不锈钢是因为效率的逆转吗？ 还是力量大的瓷砖？ 还是新技术、新环境呼唤新思维？

首先，笔者的调查结果显示了镁铝合金的有效能量、不锈钢的生产效率。

运载火箭油箱和壳牌不锈钢使用情况统计

试图解开未来先知的老掉牙。 液体运载火箭曾使用不锈钢材料作为油箱和罐笼，请参考下表统计。 其中最有名的是宇宙神B/1/2/3一子级和与其技术上相同的功臣高级半人马座，均采用301不锈钢。 宇宙神2一子级的结构系数达到了惊人的0.946，超过了大多数铝合金油箱。

太空导弹和半人马座的上层都是为科威尔公司开发的产品，两者的直径也是一致的。 康奈尔公司后来卖给了通用汽车公司，1992年导弹系统部门卖给了休斯飞机公司，1994年空间系统部门卖给了马丁玛丽埃塔公司，是今天罗马航天部门的基础。

我们经常走弯路，SpaceX再次运用第一性原理腐朽不可思议了吗？

表运载火箭油箱和壳牌不锈钢使用情况统计

强度---力量大的瓷砖

下表显示了镁铝合金、不锈钢和复合材料的力学性能。

表镁铝合金、不锈钢和复合材料的常温力学性能(数据源为文献1/2/3 ) )。

从比强度(拉伸强度与密度之比)来看，常温下：

2195铝锂合金的比强度达到215； 304不锈钢为66，不到2195的1/3。

看这个，采用304不锈钢没有好处。

Starship采用不锈钢是力所能及的瓷砖设计吗？

液氧/氮温度域比强度---效率反转？

这里的材料物性适用条件是常温，低温怎么样？

下表为2a14(LD10 )镁铝合金的低温性能。

表LD10CS低温性能参数(数据源为文献4 ) )。

下图为304不锈钢的低温性能。

图退火状态下304不锈钢的力学性能与温度的关系(数据源为文献5 ) ) ) ) ) ) ) ) ) ) ) ) ) )。

从低温数据看，液氧温区(-183) :

2A14镁铝合金的拉伸强度从449MPa上升到543MPa，提高了1.2倍； 304不锈钢从约600MPa上升到1500MPa，上升了2.5倍； 此时，不锈钢的比强度达到189，与2A14的比强度194相等。

为了提高奥氏体不锈钢的强度，有一种通过使亚稳定奥氏体不锈钢组织中的奥氏体晶格的一部分以一定程度的预应变向马氏体进行无扩散剪切来提高材料强度的应变强化技术。

图不锈钢应变强化技术原理图

上图为奥氏体不锈钢应变强化技术原理图。 在试验机的作用下，试样的应力逐渐增加而超过材料的屈服强度( 2点)，此时材料产生了不可恢复的塑性变形( 3点)。 随后消除外力时，该阶段应力沿虚线下降，下降过程与材料的弹性阶段曲线平行。 试样重载后，应力应变曲线先上升，当应力超过强化应力时，试样发生塑性变形，缓慢扩展。 这表明应变强化技术提高了材料的屈服强度，达到了预期的目的。

奥氏体不锈钢的应变强化技术有Avesta模式和Ardeform模式两种。 前者是常温应变强化模型，由瑞典Avesta Sheffield公司首先提出，并在许多国家申请了专利。

Ardeform模式是一种低温应变强化技术。 1890年前，瑞士钟表制造商将钟表的部分重要部件埋在寒冷的阿尔卑斯山雪山上，以提高部件的耐磨性和可靠性。 科学家发现，深冷处理可以改变材料的显微组织，提高材料的强度、硬度，降低残余应力，提高材料性能。

美国Arde-Protland公司从1961年开始，对退火状态301奥氏体系不锈钢在-196液氮环境下的低温应变强化模型进行了一系列力学和型式试验研究，对退火状态的301奥氏体系不锈钢容器的低温应变强化后达到10%

1959年，美国率先用深冷应变强化技术制造了美国第一个洲际弹道导弹太空神的储存箱。

航天导弹采用深冷应变强化的301不锈钢，-196下抗拉强度达1792.66MPa，比强度达226，已超过2A14； W. Henderson，Arde-Portland于1964年提出，在-196下不锈钢应变强化后的屈服强度达到2068MPa，此时的比强度超过260； -196下2195铝锂合金的抗拉强度提高到680MPa，比强度达到250，采用深冷应变强化技术的301奥氏体不锈钢的比强度与之相当。

Ardeform模式因应变强化程度更大、成本高、工艺更复杂，主要用于航天工业，储存介质为液氮、液氧和液氢等，报道较少。

这样，宇宙神火箭、半人马座的上段和星船(Starship)，由于采用了深冷应变强化技术，不锈钢的效率依然很高吧。

Starship采用不锈钢是效率逆转的设计吗？

轴压载荷---不锈钢再次延迟

比强度不是油箱设计的全部。

飞行中，油箱受力复杂，既受到卫星和火箭上表面部的轴压作用，也受到油箱内增压气体的内压作用。

对于火箭上段的油箱，一般轴压较小，例如内压大于轴压，油箱是为内压而设计的。 此时，筒段的厚度如下。

式中t1是内压下厚度，p是内压，d是筒段直径，是材料的拉伸强度。

官方有一个结论：

在相同厚度的储罐中，其承受内压的能力与储罐半径成反比，与拉伸强度成正比； 直径1m的储罐，抗拉强度500MPa，厚度1mm能承受1MPa的内压； 半人马座上段直径3m，材料低温抗拉强度1800MPa左右，筒段最薄处(最上部，不承受液柱压力)厚度0.36mm，考虑1.4倍的安全系数，不考虑卫星载荷的轴压作用，对应内压约为0.3MPa Starship水箱的直径为9m，即使与半人马座承受内压的能力相同，筒段顶部的厚度也应达到3倍。 也就是说，油箱最薄弱处的厚度超过1mm。

对于大多数基础级储罐和无内压火箭壳段，其上的重量较大，因此轴压会超过内压。 水箱为轴压设计，在没有网格加强筋的光管段中，厚度取决于失稳。

式中t2是轴压下厚度，t是轴压，p是增压，a是筒管段截面积，e是弹性模量，k是临界压力系数，

(官方来源： https://www.docin.com/p-523989045.html )。

官方有一个结论：

轴压条件下，箱体厚度与弹性模量平方根成反比； 考虑到罐D/t2~1e3、p/E~1e-6，笔者推测不同材料的sqrt(k )小于30%，因此如果不考虑k值的差异，取表示轴压下材料失稳的重量系数，则2195镁铝合金为1/sqrt

纯轴压时，采用镁铝合金的效率远远高于不锈钢。 因此，火箭壳不采用不锈钢材料。 由于过载的变化、气动力、发动机的摆动，弯矩作用在火箭上，此时油箱为内压和轴压的复合，可能同时呈现内压和轴压的情况，此时油箱的厚度由t1和t2的最大值决定。 t2t1时，采用镁铝合金有明显优势。

增压作用---镁铝合金再次领先

这样，对于基础水平的油箱，通过增大油箱增压压力并与轴压部相抵消，不是可以减小油箱重量吗？ 这样能弥补不锈钢的劣势吗？

火箭飞行中增压气体的压力变化很小，但由于过载变化引起的轴压变化范围很大，无法完全平衡内压、轴压。 再如火箭分离后，即使上段轴压消失，基础级储罐也必须满足内压要求，避免结构破坏影响分离。 特别是对于需要返回地面的回收火箭，需要保证内压状况满足需求。

所以首先分析内压。 考虑SuperHeavy、9m直径的储罐、氧气罐的筒段长度30m (未仔细计算)，采用不锈钢材料。

假设油箱增压0.4MPa，内压设计时油箱顶部筒段厚度为1mm。

但是，承受该轴向载荷的能力极其有限，代入轴压厚度公式计算，油箱的轴向载荷不能超过2.77e7N。

由于Starship重量为1500吨左右，为了应对该轴压，SuperHeavy飞行过载要求不超过1.9。 但一般一级飞行末期超载可达3~4，轴向载荷约4500~6000吨，此处按5000吨计算。

经计算，在不失去稳定的情况下，储罐上部筒段厚度需达到6.8mm，这与内压设计工作所需的1mm相差较大，此时筒段总重46吨，重量达39吨。

为了保证稳定性，根据计算，油箱增压压力需要增加到0.7MPa，此时的内压设计和失稳设计，对应的油箱厚度均为1.8mm。 在这个增压压力下，内压和轴压的需求都得到了满足，与原来的39吨增量相比下降到了5吨。

但是，这5吨并不是体重增加的全部。 另外，有箱子底部的重量增加和增压气体的重量增加。 前者不是很重，但后者极大。

加压气体为90K氦气时，气体重量约需3.5吨，35MPa气瓶储存90K氦气时，气瓶容积需为19m^3。 根据文献7的表1，1，56L/35 MPa复合材料气瓶的重量为40kg，因此所需气瓶本身的重量约为13吨(找不到更多的气瓶重量数据，气瓶的增大重量将更低)。

这里使用的是90K氦气，气体和气瓶的总重量达到16.5吨，换算成5.5吨/0.1MPa。 如果采用自生增压，假设氧气600K，燃气重4吨，气瓶用完时，效率会大幅提高吗？

不，别忘了。 不锈钢1800MPa的拉伸强度为低温强度，常温和高温下的强度急剧下降，原来的厚度是不够的。

与不锈钢相比，采用2195镁铝合金储罐进行计算：

11.6mm的厚度，可以完全兼顾0.4MPa的内压和5000吨的轴压。 此时，水箱总重量为27吨； 厚度6mm可以完全兼顾内压0.6MPa和轴压5000吨。 在这种情况下，油箱总重量为14吨，相当于1.8mm厚的不锈钢油箱的筒段重量，但增压压力减少0.1MPa，与不锈钢油箱相比，增压气体相关重量可节约5.5吨。

回到热防护---不锈钢领先，但不多

现在在设计时考虑了内压、轴压，但不锈钢不占优势。 不就是防回程热吗？

图Starship再入大气层

参考航天飞机轨道飞行器，在发射和再入大气层时，根据部位的不同会暴露在315~1648 的高温下，为了使飞行中的飞机的结构温度保持在允许范围内( 176 以下)，采取了各种各样的防热措施。

图为“哥伦比亚号”航天飞机防热瓦后温度

图099号和099号以后的轨道飞行器防热系统

从航天飞机的防热措施来看，背面风面温度为300时，在该温度下镁铝合金的强度下降80%，下降较多，因此需要追加防热措施。 Starship采用不锈钢，背面无需防热。

表LD10CS合金板材的室温及高温力学性能(数据源为文献8 ) ) ) ) ) )。

图Starship单侧防热

从防热的角度看，采用不锈钢确实优于铝合金。 这也是卫星号助推器尾部的外表面面向芯部，采用抛光不锈钢板弯曲的蒙皮，保护尾部免受气体回流的原因。

让我们简单地量化一下这个好处。

航天飞机针对再入温度低于371和升段温度低于398的部位，采用了柔性复用表面隔热材料( FRSI )、带涂层芳纶纤维( NOMEX )毡材料。 约50%的轨道飞行器的上面被FRSI覆盖。 各FRSI厚度为4.8~16mm，面积为0.9 m1.2 m，毛毡直接贴在轨道飞行器的壶身表面。 总覆盖面积达333m^2，总重约532kg文献9〕。 考虑到一个30m储罐一半面积约420m^2，参考航天飞机，背风面需要防热重量约670kg。

与以往的内压和轴压计算相比，防热引起的重量增加并不多。

制造技术和快速迭代---不锈钢的效率

这个也不好，那个也不好，口罩为什么选择不锈钢？

笔者观点：为了制造技术，为了快速迭代。 在“多快能节约”中，镁铝合金占“好”字，不锈钢占“多快能节约”字。

在重量上，不锈钢比不上镁铝合金，镁铝合金比不上复合材料。 因此，在Starship的设计之初，从减重的角度选择了复合材料。

历史上，罗马臭鼬工厂的X-33试验机首先选择了复合材料储藏箱。 X-33飞机采用了许多关键技术，包括采用气动柱塞式喷管发动机的升力体布置、适于飞行的轻质复合材料结构(如氢舱)、防热技术和高效操作技术。 但X-33项目在1999年下半年遭遇重大挫折，液氢燃料箱在试验中出现故障，臭鼬工厂不得不临时修改计划，用更普通的铝燃料箱替换轻质层状复合材料制成的氢燃料箱。 但是，最终，X-33项目没能逃脱被遗弃的厄运。 一般来说，复合材料的工艺很复杂。

铝加工呢？ 不是一样简单的。

以下摘自文献10 :

航天制造技术航天罐结构材料及其焊接技术的发展

第二代罐结构材料的拉伸强度和屈服强度大大超过了铝镁合金，但其焊接性急剧下降，例如在热处理强化状态下焊接2A02、2a14(LD10 )合金时，容易发生焊接金属凝固裂纹和近缝母材液化裂纹； 焊缝脆性大，对应力集中敏感。 美国人开发“雷神”导弹库时，遇到了焊接技术上的麻烦。 其焊缝处的厚度是网格壁厚度的7倍，而且焊缝旁边还有排水密钉，可见当时的美国人在焊接技术上缺乏高超的技术。 据悉，在研制“泰坦”洲际弹道导弹之前，期刊文献方面对其油箱焊接技术进行了广泛的报道，采用了标准的ER4043焊丝和计算机控制的钨极氩弧焊方法。 但后来了解到，美国人当面承认2014-T6油箱焊接生产中仍有裂纹出现，他们的质量控制方法是自动记录焊接工艺参数。 美国研制月球发射的土星5号运载火箭时，LH/L02油箱还采用20l4-T6镁铝合金材料棒，但其一级油箱太大，直径可达10m，无法采用传统的硬式工装和卧式装配焊接方法他们预计2014-T6镁铝合金不能适应该焊接工艺条件，可能改为焊接性好的2219，但2219镁铝合金似乎有缺点，焊接时焊接气孔生成的倾向很强。 美国人系统地研究过这个问题，但一直没有找到简单有效的特殊措施，在2219镁铝合金储罐焊接生产中必须在过程控制、现场环境改善等多方面对气孔现象进行综合治理。 此后，美国人成功研制出2219镁铝合金的变极性等离子弧焊方法，由于焊缝内夹杂物、气孔等缺陷极少，美国人将其称为无缺陷焊接法，用于2219镁铝合金航天飞机外储箱的生产。 为了进一步减轻油箱结构，增加有效载荷，美俄将油箱结构材料改为新型铝锂合金。 2195铝锂合金是这一系列合金的领导者，尤其是低温下断裂韧性高，应用于“发现号”和“奋进号”航天飞机外油箱。 焊接铝锂合金时，存在焊接气孔、裂纹、焊缝处锂元素挥发和接头系数低的主要问题。 为了解决焊接铝钾合金时的气孔问题，焊接前必须进行机加工或铣削加工以去除表面； 为了消除铝锂合金焊接中产生的焊接裂纹，必须进行填充焊丝和焊后热处理； 因此，不仅费时、低效，而且焊接质量也很难保证。 解决方案是采用搅拌摩擦焊，1997年麦道公司将该方法用于制造德尔塔2/3型火箭的推进剂罐。

采用搅拌摩擦焊后，镁铝合金焊接的问题确实得到解决，但需要庞大而准确的设备，这与SpaceX需要的露天焊接、快速迭代相比，已经表明不锈钢能更好地满足需求。

2019年11月21日，Starship全尺寸原型机MK1在水箱低温强度试验中突然破裂，不锈钢水箱前底和短壶因水箱内气体高压坍塌，相距数十米，后底也破裂，MK1直接报废。 2020年2月28日，SN1同样没能通过考验。 同样在进行液氮低温加压测试时爆炸，像被压坏的铝罐一样变成了一堆不锈钢片，现场烟雾弥漫。 2020年4月3日，SN3低温试验再次被废弃，定位为阀门泄漏故障。 终于在2020年4月27日和5月9日，SN4分别通过了0.49MPa和0.75MPa的低温压力试验。

为什么能这么快，就是不锈钢外壳不值钱，焊接快，能想多快就多快。

只要Starship最初学习SLS，经过充分的精心设计和生产，压力试验一次次成功，但最终失去的是时间，失去的是市场，是典型的战术正确、战略失败。

图SLS液氢罐压力试验

铝合金有效，不锈钢效率高。

对口罩来说，效率比什么都重要。 迭代是他的战略前提，所以技术决策的考虑因素是效率、效率、效率，也许在他眼里，镁铝合金是战术选择，不锈钢是现在的战略选择。

今后，如果星船(Starship)的状态稳定了，他会不会再次回来，选择性能更高的铝合金和复合材料呢？ 完全有可能。 因为这已经是重大战略目标实现后的战术改进。

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