报告目录下载：《中国高温合金市场发展现状、趋势与投资前景预测调研分析报告（2026版）》

"箭体不锈钢+发动机高温合金”有望成为火箭新材料体系

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，不锈钢在多次起飞一回收一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。

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、钻为基，能在600°C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°C)、镍基高温合金(650~1000°C)和钻基高温合金(730~1100°C)，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。

不锈钢与高温合金是火箭结构和动力系统关键材料

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。

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，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Inconel718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°C都具有较好的使用性能，短时间使用温度可以达到 800°C。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°C以下具有良好的抗氧化、抗腐蚀性能，815°C以下具有较高的强度和抗疲劳性能。

燃烧室、喉部、喷管等部位是液体火箭发动机中服役温度最高的部位。燃烧室的作用是将燃料与氧化剂混合并点燃，产生大量的高温高压气体。发动机工作时，燃烧室内压力最高可达20MPa以上，燃气温度最高可达4000K，并且在短时间、有限体积内产生很大的热流量。燃烧室面板是服役性能最苛刻的零件之一，承受极端的温度和压力梯度。喷管与喷管延伸段位于推力室后端，燃烧室产生的高温燃气经喉部加速后排出，从而产生推力。金属材料不能承受高温、高压、高热流冲刷的服役环境，因此，现有液体火箭发动机燃烧室一般采用密排流道的再生冷却结构。

再生冷却身部内壁材料须同时接触较高温燃气和带压的常温或低温推进剂，且能够经塑性变形成形薄壁构件，一般采用高温合金、耐高温铜合金等材料;再生冷却身部外壁材料服役温度较低，但承受较大的结构应力，一般采用高强不锈钢或高温合金。例如，SSME氢氧发动机燃料路预燃烧室外壁采用镍基变形高温合金Inconel 625(国内相似牌号为GH3625)，该材料最高使用温度可达950°C:内壁采用钻基变形高温合金Haynes188(国内相似牌号为GH5188)，该材料在1000°C下仍具有良好耐腐蚀性:喷管延伸段采用A286(国内相似牌号为GH2132)薄壁管和Inconel718外壳、结构环焊接而成。

高性能液体火箭发动机燃烧室采用铜合金和高温合金/不锈钢组成双金属结构。对于高性能液体火箭发动机燃烧室，铜合金或镍基合金的强度及导热性难以满足高室压和高热流的服役环境的要求，需要采用带流道的铜合金内壁和高温合金外壁的双金属结构。带流道的铜合金内壁保证燃烧室燃气壁面的冷却需求，外壁的高温合金用于增加/保持整个燃烧室的强度。例如，SpaceX公司Merlin1C及其之前系列发动机内壁为铜合金，外壁为电铸成形镍合金;航天材料及工艺研究所《重复使用液体火箭发动机用材料及工艺研究进展》(姚草根等，2022年)推测，Merlin 1D及后续型号推力室内壁材料仍可能为铜银锆合金，外壁材料可能为347不锈钢。

(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°C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。

SpaceX公司Merlin1A发动机总质量68kg，采用Inconel718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。

(3)高温合金在卫星系统的应用

卫星端高温合金主要集中在姿态/轨道控制推进系统。中大型在轨卫星普遍配置推进系统，用于入轨机动、倾角/偏心率修正、拖曳补偿及寿命末期离轨处置。卫星姿控发动机推力在0.02-2000N范围内，脉冲启停次数可达数十万次，总工作时间5-10年，对燃烧室、喷嘴等热端结构的高温强度和抗热疲劳要求极高。高温合金主要应用于姿控/轨控发动机的燃烧室、喷嘴及部分承力壳体。同时，对于返回式卫星/空间器件，返回式卫星、再入舱等在穿越大气层时承受 1000°C 以上甚至1600°C级热流，传统方案采用钼/等难熔合金板冲压焊接+抗氧化涂层作为蒙皮或防护罩材料。

需求端分析:低轨卫星组网驱动火箭发射进入规模化

低轨卫星驱动火箭发射次数快速增长。全球低轨大型卫星星座发射需求快速增长。根据ITU卫星网络资料，无线电创新院、中国星网、垣信卫星、中国移动等均申报卫星部署计划，累计数量超过28万颗，目前我国GW星座、千帆星座已进入实质性发射阶段。根据ITU规则，卫星频轨资料申报后需要在7年内完成首颗卫星部署，并在投入使用后的2年、5年和7年分别完成10%、50%和100%的发射，因此低轨卫星申报后的发射具备紧迫性。同时，低轨卫星设计寿命通常在5-7年，存在补网和替换发射需求。综合规划、ITU规则和卫星寿命来看，未来低轨卫星星座的建设和维持将驱动火箭发射走向规模化阶段。

面向GW、千帆等大型星座高频发射形成的运力缺口，大推力、可回收的液氧煤油/液氧甲烷液体火箭有望成为未来发射主力。一方面，液体火箭发动机中高温合金是燃烧室与涡轮泵等核心热端部件的必选材料，在发射次数和发动机台数同步增长的情境下，发动机上游高温合金需求有望快速扩张。以SpaceX猎鹰9号(10台梅林发动机)和星舰(39台猛禽三号发动机)两型火箭为例，我们测算高温合金用量分别为5t箭和58.5t箭，可见星舰的迭代使得高温合金用量增长了接近11倍。结合高温合金单价(25万元/吨)与火箭年制造量(Giga bay星舰工厂一期设计年产1000艘星舰)测算星舰拉动的高温合金年需求为5.9万吨、市场规模达146亿元:若按照马斯克披露的终极目标年产10000艘星舰计算，则该市场规模将达1460亿元。