而欧洲航天局也表示，它希望阿丽亚娜6号火箭达到或超过每公斤美国“Space X”猎鹰9号有效载荷成本；据估算，对于地球同步转移轨道（大多数卫星所在地）期望成本为7500美元/公斤，近地轨道为3000美元/公斤以下。
许多航天工业组织正在追求火箭结构的轻量化，在这种氛围下碳纤维复合材料则成为轻量化首选。目前火箭飞行维持器的主要结构如翅片筒、鼻锥、机身等均可通过采用碳纤维复合材料（CFRP），可以有效降低重量。
火箭上段剖面图
尤其是对于翅片筒结构，刚度是设计的首要要求，而CFRP具有高比强度和高刚度，经过粗略估计，碳纤维尾翅的重量约为2磅，而金属铝的重量约为5磅，而且碳纤维也具有更高的安全系数。
CFRP材质翅片筒结构
CFRP在火箭领域应用面临两大难题：其一，其强度随制造工艺的不同而变化很大，其二，与金属材料相比，它们通常在相对较低的温度下失效。
第一个问题可以通过仅在刚度是主要设计参数的结构如翅片筒、上机身和鼻锥等使用碳纤维来解决的，而级间结构则采用金属，因为金属可以承受很大的压力。
第二个问题的解决方案是通过采用高温、高压釜外（OOC）预浸料系统，特别是TAC公司TC420氰酸酯高耐热性增韧树脂系统。开发这种环氧树脂的部分原因是为了取代波音ORION航天器中的钛隔热板，该树脂具有多种优势：可在仅350°F的温度下进行简单的OOC处理，在500°F的温度下可进行独立式后固化，最终玻璃化转变温度（Tg）为660 +°F，它也能起到良好的烧蚀作用。
对于鼻锥结构，国外某型号火箭鼻锥采用TC420 1K碳纤维平纹织物制成，使用18层，最终壁厚为0.1英寸。为了减少层的起皱，在施加了50％重叠的收缩带的施加压力下，一次固化了4-6层，从而产生了10-15 psi的压力范围。叠层后，使用心轴将零件打磨并摆成直角，以将零件固定在车床上。
火箭的上机身结构也可以采用CFRP材料，在由德国航空航天中心、瑞典国家航天局和ESA资助项目中，慕尼黑工业大学科研人员针对火箭上机身采用模块化设计，该模块包括一个圆柱形CFRP外壳（直径为356 mm，长300 mm），两个热塑性复合材料径向（径向）载荷输入环，一个凸形和一个凹形，以及用于连接的螺栓（如下图所示）。
CFRP部段加工
CFRP材料由碳纤维/聚醚醚酮（PEEK）材料制成，与金属铝相比，它具有较高的机械和热性能以及较高的比强度和刚度，最终使重量降低了40%。
含CFRP部段火箭结构