2019年1月24日，《大众机器》(Popular Mechanics)杂志对埃隆·马斯克独家采访的宣布（详细内容见文后），透露了星舰和超重火箭改为不锈钢作为贮箱材料的信息，不锈钢贮箱一韶光传遍大江南北。
之前关于火箭贮箱话题，一贯以来都是由5A06（铝镁系）->2A14（铝铜系）->2219（铝铜系）->2195（铝锂系）->复合股料。
现在溘然转到301和304不锈钢，是效率反转？还是力大飞砖？还是新技能、新环境呼唤新思维？
先给出笔者调研结论：铝合金有效能，不锈钢出效率。
运载火箭贮箱和壳段不锈钢利用情形统计+
欲解未来先知古。在液体运载火箭上曾经用过不锈钢材料作为贮箱和壳段的见下表统计。个中最为有名的为宇宙神B/1/2/3一子级，以及与之技能同源的功绩上面级半人马座，均采取了301不锈钢。宇宙神2一子级的构造系数达到了惊人的0.946，超越了大多数铝合金贮箱。
宇宙神导弹与半人马座上面级均为康威尔公司研制产品，两者直径也同等。康维尔公司，后卖给通用动力，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，成为本日洛马太空部门的根本。
难道我们大多数时候都走了弯路，而SpaceX又一次利用第一性事理化腐烂为神奇？
表 运载火箭贮箱和壳段不锈钢利用情形统计
比强度---力大飞砖+
下表给出了铝合金、不锈钢和复合股料力学性能。
表 铝合金、不锈钢和复合股料常温力学性能（数据来源为文献1/2/3）
牌号
弹性模量(GPa)
抗拉强度(MPa)
屈从强度(MPa)
延伸率(%)
密度(g/mm^3)
LF6
66.6
314
157
15
2.64
LD10
68.6
441
353
6
2.8
2195
76
586
548
8.4
2.72
304
193
520
205
40
7.93
高强碳纤维
150
1900
-
-
1.5
高模量碳纤维
240
1120
-
-
1.6
从比强度（抗拉强度与密度比值）看，常温下：
2195铝锂合金比强度达到了215；304不锈钢为66，不到2195的1/3。从这个看，采取304不锈钢毫无上风。
难道Starship采取不锈钢是一个力大飞砖的设计？
液氧/氮温区比强度---效率反转？+
这里材料物性的适用条件是常温，低温呢？
下表为2A14(LD10)铝合金低温性能。
表 LD10CS低温性能参数(数据来源为文献4)
弹性模量(GPa)
抗拉强度(MPa)
屈从强度(MPa)
延伸率(%)
室温
-
449
378
11.7
100
-
407
354
18.4
250
-
226
199
13.5
300
-
108
92
17.8
-183
79.044
543
480
11.9
-253
81.006
661
534
17.6
下图为304不锈钢低温性能。
图 退火状态下的304不锈钢力学性能与温度关系(数据来源为文献5)
从低温数据看，在液氧温区(-183℃)：
2A14铝合金抗拉强度由449MPa上升到543MPa，提升了1.2倍；304不锈钢由约600MPa上升到1500MPa，提升了2.5倍；此时不锈钢比强度达到189，已和2A14的比强度194相称。为增强（奥氏体）不锈钢强度，有一种应变强化技能，即通过一定程度的预应变使得亚稳态奥氏体不锈钢组织中的部分奥氏体晶格无扩散切变成马氏体，由此提高材料的强度。
图 不锈钢应变强化技能事理图
上图是奥氏体不锈钢应变强化技能事理图。在试验机的浸染下，试样的应力从逐渐增加至超过了材料的屈从强度(2点)，此时材料产生了不可规复的塑性变形(3点)。之后将外力卸载，这个阶段的应力沿着虚线低落，低落过程平行于材料的弹性阶段曲线。当试样重新加载时，应力应变曲线先沿上升，当应力超过强化应力，试样产生塑性变形，沿缓慢发展。这解释应变强化技能提高了材料的屈从强度，达到了预期的目的。
有两种奥氏体不锈钢应变强化技能，Avesta模式和Ardeform模式。前者为常温应变强化模式，最早由瑞典Avesta Sheffield公司提出，并在很多国家申请了专利。
Ardeform模式为低温应变强化技能。早在1890年前，瑞士钟表商就将钟表中的一些关键零部件埋到寒冷的阿尔卑斯雪山中，以提高零件的耐磨型和可靠性。科学家们创造，深冷处理能够改变材料的微不雅观组织，提高材料的强度、硬度，降落残余应力，从而提高材料性能。
美国Arde-Protland公司自1961年开始对退火态301奥氏体不锈钢在-196℃液氮环境下低温应变强化模式开展了一系列的力学和型式试验研究，创造退火态301奥氏体不锈钢容器低温应变强化后产生10%旁边的塑性应变，强化后材料的屈从强度和抗拉强度均有所提高。
1959年，美国率先利用深冷应变强化技能制造了美国第一枚洲际导弹宇宙神的贮箱。
宇宙神导弹采取深冷应变强化的301 不锈钢，它在-196℃下抗拉强度可达 1792.66MPa，比强度达到226，已经超过了2A14；W. Henderson, Arde-Portland在1964年提出，-196℃下不锈钢应变强化后屈从强度将达到2068MPa，此时比强度超过260；-196℃时2195铝锂合金抗拉强度提升到680MPa，比强度达到250，采取深冷应变强化技能的301奥氏体不锈钢比强度与之相称。
Ardeform模式应变强化的程度更大，由于本钱较高、工艺更繁芜，紧张用于航天工业，贮存的介质为液氮、液氧和液氢等，故宣布较少。
从这样看来，宇宙神火箭、半人马座上面级和Starship是不是由于采取了深冷应变强化技能，因此不锈钢效率依然很高？
难道Starship采取不锈钢是一个效率反转的设计？
轴压载荷---不锈钢再次掉队+
比强度并不是贮箱设计的全部。
在翱翔过程中，贮箱受力繁芜，既承受卫星和火箭上面部段的轴压浸染，也承受贮箱内增压气体内压浸染。
对付火箭上面级的贮箱，一样平常轴压较小，如内压大于轴压，贮箱为内压设计，此时筒段厚度：
式中t1为内压下厚度，p为内压，D为筒段直径，σ为材料抗拉强度。
从公式有结论：
同样厚度贮箱，承受内压能力和贮箱半径成反比，与抗拉强度成正比;1m直径贮箱，拉伸强度500MPa，1mm厚度可以承受1MPa内压；半人马座上面级为3m直径，材料低温抗拉强度1800MPa旁边，筒段最薄处（最上部，不承受液柱压力）厚度0.36mm，如考虑1.4倍安全系数，同时不考虑卫星载荷的轴压浸染，对应内压约为0.3MPa；Starship贮箱直径为9m，纵然与半人马座承受内压能力相同，筒段最上部厚度须要增加3倍，即贮箱最薄弱处厚度超过1mm。对付大多数根本级贮箱，以及没有内压的火箭壳段，由于其上重量大，轴压将超过内压，贮箱为轴压设计，对付无网格加筋的光筒段，厚度由失落稳决定：
式中t2为轴压下厚度，T为轴压，p为增压压力，A为筒段截面积，E为弹性模量，k为临界压力系数,
（公式来源：https://www.docin.com/p-523989045.html）。
从公式有结论：
在轴压工况下，箱体厚度与弹性模量平方根呈反比；若考虑贮箱D/t2~1e3, p/E~1e-6，笔者估算不同材料sqrt(k)相差不到30%，因此不考虑k值差异，取
表征轴压工况下材料失落稳下重量系数，2195铝合金为1/sqrt(76)2.72=0.3120，不锈钢为1/sqrt(193)7.93=0.5708，同等工况下，如采取不锈钢，所需重量比铝合金大1.4~1.8倍；
纯轴压工况下，采取铝合金效率远远高于不锈钢。因此，火箭壳段不采取不锈钢材料。随着过载变革，以及在气动力、发动机摆动下火箭承受弯矩浸染，此时贮箱为内压和轴压的复合，可能同时呈现内压和轴压工况，此时贮箱厚度由t1和t2的最大值决定。如果t2>t1，采取铝合金具有明显上风。
增压浸染---铝合金再次领先+
既然如此，对付根本级贮箱，增大贮箱增压压力，使之与轴压部分抵消，是不是可以减小贮箱重量？这样可以填补不锈钢的劣势？
由于火箭翱翔中增压气体压力变革较小，而随着过载变革，轴压变革范围较大，因此内压、轴压无法完备平衡。再加上火箭分离后，上面级轴压消逝，此时根本级贮箱仍需知足内压哀求，以免构造毁坏影响分离。尤其对付还须要返回地面的回收火箭，更需担保内压工况知足需求。
因此先剖析内压。考虑SuperHeavy，9m直径贮箱，氧箱筒段长度30m（未仔细打算），采取不锈钢材料。
假设贮箱增压压力0.4MPa，内压设计时贮箱顶部筒段厚度为1mm。
但这个承受轴向载荷能力极为有限，代入轴压厚度公式打算，贮箱轴向载荷不能超过2.77e7N。
由于Starship重量为 1500吨旁边，对应这个轴压，哀求SuperHeavy翱翔过载不能超过1.9。但一样平常一级翱翔末期过载可达到3~4，轴向载荷约4500~6000吨，此处按5000吨打算。
经打算，不失落稳时箱顶筒段厚度需达到6.8mm，这与内压设计工况须要的1mm存在巨大鸿沟，此时筒段总重46吨，增重高达39吨。
为了确保不失落稳，经打算，贮箱增压压力需增加到0.7MPa，此时内压设计和失落稳设计，对应的贮箱厚度都是1.8mm。在这个增压压力下，内压和轴压需求均可知足，与原39吨增重比较，降到了5吨。
但这5吨远不是增重的全部，还有箱底增重和增压气体增重，前者增重不多，但后者极其可不雅观。
若增压气体为90K的氦气，须要气体重量约3.5吨，如采取35MPa气瓶贮存90K的氦气，须要气瓶容积为19m^3。根据文献7中的表1，56L/35MPa复合股料气瓶重量为40kg，因此须要气瓶本身重量约为13吨（没有查到更大气瓶重量数据，气瓶增大重量会更低一些）。
这里采取的是90K氦气，气体和气瓶总重高达16.5吨，折合5.5吨/0.1MPa。若采取自生增压，假设为600K氧气，气体重量为4吨，而且没有气瓶了，效率能否大幅提升？
不能，别忘了，不锈钢1800MPa的抗拉强度为低温强度，它在常温和高温下的强度急剧降落，原厚度已经远远不足。
与不锈钢比较，采取2195铝合金贮箱，经打算：
11.6mm厚度，可以完备兼顾0.4MPa的内压和5000吨的轴压，此时贮箱总重为27吨；6mm厚度，可以完备兼顾0.6MPa内压和5000吨轴压，此时贮箱总重14吨，与1.8mm厚不锈钢贮箱筒段重量相称，但增压压力减小了0.1MPa，与不锈钢贮箱比较增压气干系重量可节省5.5吨。返回热防护---不锈钢领先但不多+
现在考虑了内压、轴压设计，不锈钢并不占上风，会不会由于返回的防热呢？
图 Starship再入大气层
参考航天飞机轨道翱翔器，它在发射和再入大气层时，不同部位要经受 315～1648 ℃的高温，因而采取多种防热方法，以确保翱翔过程中翱翔器的构造温度保持在可接管的范围内（176 ℃以下）。
图 “哥伦比亚号”航天飞机防热瓦后温度
图 099 号和 099 号往后的轨道翱翔器防热系统
从航天飞机防激情亲切况看，如果背风面温度为300℃，在这个温度下，铝合金强度降落80%，低落较多，须要增加防热方法。而Starship采取不锈钢后，背面无需防热。
表 LD10CS合金板材室温及高温力学性能（数据来源为文献8）
温度(℃)
抗拉强度(MPa)
屈从强度(MPa)
延伸率(%)
室温
449
378
11.7
100
407
354
18.4
250
226
199
13.5
300
108
92
17.8
图 Starship的单侧防热
从防热角度，采取不锈钢确实比铝合金好，这也是卫星号助推器尾段外表面面向芯级部分，采取抛光不锈钢板弯成的蒙皮，保护尾段不受燃气回流影响的缘故原由。
我们大略量化一下这个好处。
航天飞机对付再入温度低于371℃和上升段温度低于398℃的部位，采取柔性重复利用表面绝热材料(FRSI)，一种带涂层的聚芳酰胺纤维（NOMEX）毡材料。约有 50%的轨道翱翔器上表面为 FRSI 所覆盖。每块 FRSI 厚 4.8～16mm，面积为0.9 m×1.2 m，毡片直接粘贴在轨道翱翔器外壳表面上。总覆盖面积达333m^2，总重约532kg（文献9）。考虑到一个30m贮箱半边面积约420m^2，因此参考航天飞机，背风面须要防热重量约670kg。
与之前内压和轴压打算比较，防热带来的增重并不多。
制造工艺和快速迭代---不锈钢有效率+
这也不好，那也不好，那马斯克为什么选择不锈钢呢？
笔者的不雅观点：由于制造工艺，由于快速迭代。在“多快好省”上，铝合金占了“好”字，而不锈钢占了“多快省”三字。
重量上，不锈钢比不上铝合金，铝合金比不上复合股料。因此Starship设计之初，从减重角度选择了复合股料。
历史上，洛马臭鼬工厂的X-33试验翱翔器首先选择了复合股料贮箱。X-33翱翔器采取了大量关键技能，如采取气动塞式喷管发动机的升力体式构型，适于翱翔利用的轻型复合股料构造（如氢贮箱），防热技能和高效率的操作技能等。然而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涌现了故障，臭鼬工厂不得不临时修正操持，用更为普通的铝质燃料箱更换原来由轻质层状复合股料制造的氢燃料箱。但终极，X－33项目还是没能逃脱被摈弃的恶运。总体而言，复合股料的工艺便是繁芜。
铝合金工艺呢？一样不大略。
以下摘自文献10：
航天制造技能航天贮箱构造材料及其焊接技能的发展
第二代贮箱构造材料的抗拉和屈从强度大幅度超过铝镁合金，但其焊接性急剧低落，如2A02、2A14（LD10）合金在热处理强化状态下焊接时，易产生焊缝金属凝固裂纹及近缝区母材液化裂纹；焊缝脆性大，对应力集中敏感。 美国人研制“雷神”导弹贮箱时，碰着了焊接技能上的麻烦，其焊接区厚度为网格壁板厚度的7倍，而且焊缝阁下还有一排水密铆钉，可见当时美国人在焊接技能上缺少高招。直至研制“大力神”洲际导弹，期刊文献方对其贮箱焊接技能作了广泛报告，听说采取了标准的ER4043焊丝和打算机掌握的钨极氩弧焊方法。但据后来理解，美国人当面承认，2014-T6贮箱焊接生产过程中仍有时涌现裂纹，他们的质量掌握方法是自动记录焊接工艺参数。 美国在研制向月球发射的土星五号运载火箭时， 虽然LH/L02 贮箱仍采取20l4-T6 铝合金材杆，但其一级贮箱太大，直径达10m, 无法采取传统的硬式工装及卧式装置焊接手法而改用立式总装焊接办法和软工装实施横焊和立焊，他们可能预见到2014-T6 铝合金已不能适应此种焊接工艺条件，遂改用可焊性良好的2219铝合金作为贮箱材料。但是2219 铝合金彷佛有个缺陷，焊接时天生焊缝气孔的方向性较强。美国人曾系统研究过这个问题，但没有找到既大略又有效的分外方法，只好在2219 铝合金贮箱焊接生产中通过工艺流程掌握，现场环境改进等多个方面对气孔征象进行综合管理。 此后，美国人又成功开拓了用于2219铝合金的可变极性等离子弧焊方法，由于焊缝内夹杂物、气孔等毛病极少，美国人称其为无毛病焊接法，并将其用于2219铝合金航天飞机外贮箱的生产。 为进一步减轻贮箱构造，增加有效载荷，美俄将贮箱构造材料转向了新型铝锂合金，2195铝锂合金是这一系列合金的佼佼者，特殊是低温下断裂韧性高，已运用于创造者号和奋进号航天飞机外贮箱。 熔焊铝锂合金时，存在的几个紧张问题是焊缝气孔、裂纹、焊缝区锂元素的挥发和接头系数较低。为办理熔焊铝钾合金时的气孔问题，焊前不得不进行机器加工或化铣方法去除表面；为肃清铝锂合金熔焊产生的焊接裂纹不得不在添补焊丝和焊后热处理做文章；以是不仅耗时、低效而且焊缝质量难以担保。办理的方法是采取搅拌摩擦焊，1997年麦道公司已将这种方法用于制造德尔塔2/3型火箭的推进剂贮箱。
采取搅拌摩擦焊后，铝合金焊接问题的确已经办理，但它须要弘大和精确的设备，这与SpaceX须要的露天焊接、快速迭代比较，显然不锈钢才能更好地知足需求。
2019年11月21日，Starship的全尺寸原型机MK1在贮箱低温强度试验中溘然发生分裂，不锈钢贮箱前底和短壳被箱内气体高压崩飞数十米远，后底随即也发生分裂，MK1直接报废。2020年2月28日，SN1 同样没能通过磨练，一样是进行液态氮的低温加压测试时爆炸，像被压扁的铝罐一样变成一堆不锈钢片，现场浓烟滚滚。2020年4月3日，SN3低温试验再次报废，定位是阀门透露故障。 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，便是由于不锈钢壳子不值钱，焊起来又快，想多快就多快。
如果Starship一开始就学SLS，十分精细地设计和生产，虽然压力试验一次成功，但终极失落去的是韶光，失落去的是市场，是一种范例的战术精确、计策失落败。
图 SLS液氢贮箱压力测试
铝合金有效能，不锈钢出效率。
对付马斯克来说，效率比什么都主要。快速迭代是他的计策条件，因此技能决策的考量点是效率、效率和效率，大概在他的眼里，铝合金是一个战术选择，而不锈钢才是当前的计策选择。
至于往后，待Starship状态稳定后，他会不会重新回来选择效能更高的铝合金或复合股料呢？完备有可能，由于这已经是大的计策目标实现后的战术改进了。
