大幅降低發射成本是國內外航空航天工業發展主要目標之一，如美國國家宇航局（NASA）指出，其目標之一是在25年內將有效載荷送入地球軌道的成本從目前的每磅10000美元降低到每磅數百美元，在40年內降低到每磅數十美元。

 

而歐洲航天局也表示，它希望阿麗亞娜6號火箭達到或超過每公斤美國“Space X”獵鷹9號有效載荷成本；據估算，對于地球同步轉移軌道（大多數衛星所在地）期望成本為7500美元/公斤，近地軌道為3000美元/公斤以下。

 

許多航天工業組織正在追求火箭結構的輕量化，在這種氛圍下碳纖維復合材料則成為輕量化首選。目前火箭飛行維持器的主要結構如翅片筒、鼻錐、機身等均可通過采用碳纖維復合材料（CFRP），可以有效降低重量。

火箭上段剖面圖

 

尤其是對于翅片筒結構，剛度是設計的首要要求，而CFRP具有高比強度和高剛度，經過粗略估計，碳纖維尾翅的重量約為2磅，而金屬鋁的重量約為5磅，而且碳纖維也具有更高的安全系數。

CFRP材質翅片筒結構

 

CFRP在火箭領域應用面臨兩大難題：其一，其強度隨制造工藝的不同而變化很大，其二，與金屬材料相比，它們通常在相對較低的溫度下失效。

 

第一個問題可以通過僅在剛度是主要設計參數的結構如翅片筒、上機身和鼻錐等使用碳纖維來解決的，而級間結構則采用金屬，因為金屬可以承受很大的壓力。

 

第二個問題的解決方案是通過采用高溫、高壓釜外（OOC）預浸料系統，特別是TAC公司TC420氰酸酯高耐熱性增韌樹脂系統。開發這種環氧樹脂的部分原因是為了取代波音ORION航天器中的鈦隔熱板，該樹脂具有多種優勢：可在僅350°F的溫度下進行簡單的OOC處理，在500°F的溫度下可進行獨立式后固化，最終玻璃化轉變溫度（Tg）為660 +°F，它也能起到良好的燒蝕作用。

 

對于鼻錐結構，國外某型號火箭鼻錐采用TC420 1K碳纖維平紋織物制成，使用18層，最終壁厚為0.1英寸。為了減少層的起皺，在施加了50％重疊的收縮帶的施加壓力下，一次固化了4-6層，從而產生了10-15 psi的壓力范圍。疊層后，使用心軸將零件打磨并擺成直角，以將零件固定在車床上。

 

火箭的上機身結構也可以采用CFRP材料，在由德國航空航天中心、瑞典國家航天局和ESA資助項目中，慕尼黑工業大學科研人員針對火箭上機身采用模塊化設計，該模塊包括一個圓柱形CFRP外殼（直徑為356 mm，長300 mm），兩個熱塑性復合材料徑向（徑向）載荷輸入環，一個凸形和一個凹形，以及用于連接的螺栓（如下圖所示）。

CFRP部段加工

 

CFRP材料由碳纖維/聚醚醚酮（PEEK）材料制成，與金屬鋁相比，它具有較高的機械和熱性能以及較高的比強度和剛度，最終使重量降低了40%。

含CFRP部段火箭結構