Scramjet

El Bell X-1 alcanzó el vuelo supersónico en 1947, para el comienzo de los 1960s, el rápido progreso hacia los aviones más rápidos sugería que los aviones operacionales podría volar a velocidades "hipersónicas" en algunos años. Excepto por vehículos de investigación de cohete especializados como el North American X-15 y otras naves espaciales potenciadas por cohete, las velocidades tope de aviones han permanecido a nivel, generalmente en el rango de Mach 1 a Mach 3.

Durante el programa de avión aeroespacial, entre los 1950s y 1960s, Alexander Kartveli y Antonio Ferri fueron proponentes de la aproximación scramjet.

En los 1950s y 1960s, una variedad de motores scramjet experimentales fueron construidos y probados en tierra en los EU y RU. Antonio Ferri exitosamente demostró un scramjet produciendo empuje neto en noviembre 1964, eventualmente produciendo 517 libras-fuerza (2.30 kN), cerca del 80% de su objetivo. En 1958, un artículo analítico discutió los méritos y desventajas de los ramjets de combustión supersónica. En 1964, Frederick S. Billig y Gordon L. Dugger enviaron una aplicación de patente de un ramjet de combustión supersónica basado en la tesis de Billig. Esta patente fue emitida en 1981 siguiendo la remoción de una orden de secretividad.

En 1981, se hicieron pruebas en Australia bajo la guía del Profesor Ray Stalker en la instalación de pruebas terrestres en ANU.

El primer vuelo de prueba exitoso de un scramjet fue realizado como un esfuerzo conjunto con la NASA, sobre la Unión Soviética en 1991. Fue un scramjet de eje simétrico de combustible hidrogeno de modo dual desarrollado por la "Central Institute of Aviation Motors (CIAM)", en Moscú en los tardíos 1970s, pero modernizado con una aleación FeCrAl en un mísil SM-6 convertido para alcanzar parámetros de vuelo inicial de Mach 6.8, antes que el scramjet volará a Mach 5.5. El vuelo del scramjet fue volado con carga cautiva encima del mísil de superficie - aire SA-5 que incluía una unidad de soporte de vuelo experimental conocido como el "Hypersonic Flying Laboratory" (HFL), "Kholod".

Entonces, desde 1992 a 1998, unos seis vuelos prueba adicionales del demostrador scramjet de alta velocidad eje simétrico fueron conducidos por la CIAM junto con Francia y después con la NASA. La velocidad de vuelo máxima mayor que Mach 6.4 fue alcanzada y se demostró la operación del scramjet durante 77 segundos. Esa serie de vuelos prueba también proveyeron conocimiento en los controles de vuelo hipersónico autónomo.

En los 2000s, se hizo un progreso significativo en el desarrollo de la tecnología hipersónica, particularmente en el campo de motores de scramjet.

El proyecto HyShot demostró la combustión scramjet el 30 de julio del 2002. El motor scramjet trabajo efectivamente y demostró la combustión supersónica en acción. Sin embargo, el motor no fue diseñado para proveer empuje a la nave. Fue diseñado más o menos como una tecnología de demostración.

Un equipo conjunto de británicos y australianos desde la compañía de defensa del RU Qinetiq y la Universidad de Queensland fueron el primer grupo en demostrar un scramjet trabajando en una prueba atmosféricas.

El Hyper-X reclamó el primer vuelo en un vehículo productor de impulso potenciado por scramjet con superficies de maniobra aerodinámica en el 2004 con el X-43A. La última de las tres pruebas de scramjet X-43A alcanzó Mach 9.6 por un breve tiempo.

El 15 de junio del 2007, la "US Defense Advanced Research Project Agency (DARPA)", en cooperación con la "Australian Defence Science and Technology Organisation (DSTO)", anunciaron un vuelo de scramjet exitoso a Mach 10 utilizando motores de cohete para impulsar el vehículo de prueba a velocidades hipersónicas.

Una serie de pruebas terrestres de scramjet fueron completadas en la "NASA Langley Arc-Heated Scramjet Test Facility (AHSTF)" en condiciones de vuelo Mach 8 simulados. Estos experimentos fueron utilizados para soportar el "HIFiRE flight 2".

El 22 de mayo del 2009, Woomera alojó el primer vuelo de pruebas exitoso de un avión hipersónico en "HIFire (Hypersonic International Flight Research Expermentation)". El lanzamiento fue uno de diez vuelos de prueba planeados. Las series de vuelos es parte de un programa de investigación conjunto entre la "Defence Science and Technology Organisation" y la "US Air Force", designado como la "HIFiRE". La "HIFiRE" esta investigando la tecnología hipersónica y su aplicación a vehículos de lanzamiento espacial potenciados por scramjets; el objetivo es apoyar el nuevo demostrador Boeing X-51 scramjet, mientras también se construye una base sólida en datos de prueba de vuelo para el desarrollo de lanzamiento espacial de reacción rápida y armas de "ataque rápido" hipersónico.

El 22 y 23 de marzo del 2010, científicos de defensa australianos y americanos exitosamente probaron un cohete hipersónico (HIFiRE). Alcanzó una velocidad atmosférica de "más de 5,000 kilometros por hora" Mach 4), después de despegar desde la "Woomera Test Range" en las afueras de Australia del Sur.

El 27 de mayo, la NASA y la "United States Air Force" exitosamente volaron el X-51A Waverider por aproximadamente 200 segundos a Mach 5, estableciendo un nuevo récord mundial por duración de vuelo a velocidad del aire hipersónica. El Waverider voló autónomamente antes de perder aceleración por una razón desconocida y se destruyó el mismo como estaba planeado. La prueba fue declarada un éxito. El X-51A fue llevado a bordo de un B-52, acelerado a Mach 4.5 vía un impulsor cohete sólido, y entonces encendió el motor scramjet Pratt & Whitney Rocketdyne para alcanzar Mach 5 a 70,000 pies (21,000 m). Sin embargo, un segundo vuelo el 13 de junio del 2011 se terminó prematuramente cuando el motor se encendió brevemente en etileno pero fallo la transición a su combustible primario JP-7, fallando en alcanzar su potencia total.

El 16 de noviembre del 2010, científicos australianos desde la "University of New South Wales at the Australian Defence Force Academy" exitosamente demostraron que el flujo de alta velocidad en un motor scramjet no quemado naturalmente puede ser encendido utilizando una fuente de laser pulsante.

Una prueba posterior de X-51A Waverider fallo el 15 de agosto del 2012. El intento de volar el scramjet por un prolongado período a Mach 6 fue acortado cuando, solo 15 segundos en el vuelo, la nave X-51A perdió el control y se rompió, cayendo en el Océano Pacífico al noroeste de Los Ángeles. La causa de la falla fue culpada en la falta de control de aleta.

En mayo del 2013, un X-51A Waverider alcanzó 4828 km/h (Mach 3.9) durante un vuelo de tres minutos bajo potencia scramjet. El Waverider fue botado a 50,000 pies (15,000 m) desde un bombardero B-52, y después acelerado a Mach 4.8 por un impulsor de cohete sólido el cual entonces se separó antes que el motor scramjet del Waverider viniera al efecto.

El 28 de agosto del 2016, la agencia espacial hindú ISRO condujeron una prueba exitosa de un motor scramjet en un cohete de dos etapas y combustible sólido. Motores scramjet gemelos fueron montados en la parte posterior de una segunda etapa de un cohete sonda de dos etapas de combustible solido llamado "Advanced Technology Vehicle (ATV)", el cual es el cohete sonda avanzado de ISRO. Los motores gemelos scramjet fueron encendidos durante la segunda etapa del cohete cuanto la ATV alcanzó una velocidad de 7350 km/h (Mach 6) a una altitud de 20 km. Los motores scramjet estuvieron encendidos por cerca de 5 segundos.

El 12 de junio del 2019, India exitosamente condujo una prueba de vuelo inaugural de su desarrollo domestico de avión de demostración scramjet no tripulado para vuelo de velocidad hipersónica desde la base de la Isla Abdul Kalam en la Bahía de Bengala a cerca de las 11:25 am. El avión es llamado el "Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle". El ensayo fue llevado a cabo por la Organización de Investigación y Desarrollo de Defensa (DRDO). El avión forma un componente importante del programa de desarrollo de un mísil de crucero hipersónico del país.

El 27 de septiembre del 2021, la DARPA anunció un vuelo exitoso de su mísil de crucero scramjet "Hypersonic Air-breathing Weapon Concept". Otro prueba exitosa fue llevada a cabo a mediados de marzo del 2022 en medio de la Invasión Rusa de Ucrania. Los detalles fueron mantenidos secretos para evitar la escalada de tensiones con Rusia, solo para ser revelados por un oficial no nombrado del Pentagono a principios de abril.

Los scramjets son diseñados para operar en el régimen de vuelo hipersónico, más allá del alcance de los motores turbojet, y, junto con los ramjets, llenan la brecha entre la alta eficiencia de los turbojets y la alta velocidad de los motores cohete. Los motores basados en turbomáquinas, mientras son altamente eficientes a velocidades subsónicas, llegan a ser ineficientes incrementalmente a velocidades transónicas, ya que los rotores del compresor encontrados en los motores turbojet requieren velocidades subsónicas para operar. Mientras el flujo desde velocidades transónicas a bajas supersónicas resulta en un tremendo incremento en temperatura y la perdida en la presión total del flujo. Al rededor de Mach 3 a 4, la turbomaquinaria ya no es útil, y la compresión estilo ram llega a ser el método preferido.

Los ramjets utilizan características de alta velocidad de aire a literalmente aire "ram" a través de un difusor de entrada en el combustor. A velocidades de vuelo transónicas y supersónicas, el aire de arriba a la entrada no es capaz de mover fuera del camino lo suficientemente rápido, y es comprimido en el difusor antes de ser difundido en el combustor. La combustión en un ramjet toma lugar a velocidades subsonicas, similar a los turbojets pero los productos de la combustión son entonces acelerados a través de una tobera convergente - divergente a velocidades supersónicas. Ya que no tienen medios mecánicos de compresión, los ramjets no pueden encender desde una parada, y generalmente no alcanzan suficiente compresión hasta el vuelo supersónico. La carencia de turbomaquinaria intrincada permite a los ramjets tratar con la subida de temperatura asociada con desacelerar un flujo supersónico a velocidades subsónicas. Sin embargo, ya que la velocidad sube, la energía interna del flujo después del difusor, crece rápidamente, así que la adición relativa de energía debido a la combustión de combustible llega a ser baja, llevando a la reducción en eficiencia del motor. Esto lleva a la reducción en empuje generado por los ramjets a altas velocidades.

Así, para genera empuje a muy altas velocidades, la subida de presión y temperatura del flujo de aire entrante debe ser estrechamente controlada. En particular, esto significa que la desaceleración del flujo de aire a velocidades subsónicas no se puede permitir. A tal disposición no solo mezclar el combustible con aire presenta un desafío ingenieril, pero también la velocidad de combustión en mezclas aire - combustible llega a tener relevancia. En adición el incremento relativo de energía interna en la cámara de combustión debe ser maximizada. Consecuentemente, la tecnología scramjet actual requiere el uso de combustibles de alta energía y esquemas de enfriamiento activo para mantener la operación sostenida, a menudo, utilizando hidrogeno y técnicas de enfriamiento regenerativo.

Todos los scramjets tienen una entrada la cual comprime el aire entrante, inyectores de combustible, una cámara de combustión, y una tobera de empuje divergente. Algunas veces los motores también incluyen una región la cual actúa como un soporte de flama, aunque las altas temperaturas de estancamiento quiere decir que un área de ondas enfocadas puede ser utilizado, mas que una parte de motor discreto como se ve en motores de turbina. Otros motores utilizan aditivos de combustible pirofórico, tales como silano, para evitar el apagado. Un aislador entre la entrada y la cámara de combustión es, a menudo, incluido para mejorar la homogeneidad del flujo en el combustor y para extender el rango de operación del motor.

Las imágenes por ondas de choque por la "University of Maryland" utilizando Imagenes Schlieren determinaron que el la mezcla de combustible controla la compresión al crear contrapresión y ondas de choque que ralentizan y comprimen el aire antes de la ignición, mucho como el cono de choque de una ramjet. Las imágenes mostraban que a más alta el flujo de combustible y combustión, más ondas de choque se formaban adelante del combustor, lo cual ralentiza y comprime el aire antes de la ignición.

Un scramjet es una reminiscencia de un ramjet. En un típico ramjet, el flujo de entrada subsónico y entonces reacelerado a través de una tobera a velocidades supersónicas para producir empuje. Esta desaceleración, la cual es producida por un choque normal, crea una perdida de presión total, la cual limita el punto de operación superior de un motor ramjet.

Para un scramjet, la energía cinética del aire de chorro libre entrando al motor del scramjet es grandemente comparado a la energía liberada por la reacción del oxígeno contenido en el aire con un combustible (ejemplo hidrógeno). Así el calor liberado desde la combustión a Mach 2.5 es alrededor del 10% de la entalpía total del fluido de trabajo. Dependiendo del combustible, la energía cinética del aire y el calor de combustión potencial liberado será igual a alrededor de Mach 8. Así el diseño de un motor scramjet es tanto acerca de minimizar arrastre como maximizar empuje.

Esta alta velocidad hace el control del flujo en la cámara de combustión más difícil. Ya que el flujo es supersónico, ninguna influencia de chorro de abajo se propaga en el chorro libre de la cámara de combustión. El estrangulando de la entrada de la tobera de empuje no es una técnica de control útil. En efecto, un bloque de gas que entra a la cámara de combustión se debe mezclar con combustible y tener tiempo suficiente para la iniciación y reacción, todo lo que mientras viajaba supersónicamente a través de la cámara de combustión, antes que el gas quemado se expanda a través de la tobera de empuje. Esto sitúa requisitos rigurosos en la presión y temperatura del flujo, y requiere que la inyección de combustible y mezcla sean extremadamente eficientes. Las presiones dinámicas útiles están en el rango de 20 a 200 kilo pascales (2.9 a 29.0 psi), donde

${\displaystyle q={\frac {1}{2}}\rho \upsilon ^{2}}$

Símbolo	Nombre
${\displaystyle q}$	presión dinámica del gas
${\displaystyle \rho }$	densidad del gas
${\displaystyle \upsilon }$	velocidad del gas

Para mantener la tasa de combustión del combustible constante, la presión y temperatura en el motor, también debe ser constante. Esto es un problema, ya que el sistema de control del flujo de aire que facilitaría esto no es físicamente posible en un vehículo de lanzamiento scramjet debido al gran rango de velocidad y altitud involucrado, quiere decir que debe viajar a una altitud específica a su velocidad. Ya que la densidad del aire se reduce a altas altitudes, un scramjet debe subir a una tasa específica así como acelera para mantener una presión de aire constante en la entrada. Este perfil óptimo de ascenso / descenso es llamado un "camino de presión dinámica constante". Se piensa que los scramjet deben ser operables sobre una altitud de 75 km.

La inyección de combustible y manejo son también potencialmente complejos. Una posibilidad debería ser que el combustible sea presurizado a 100 bares por una bomba turbo, calentado por el fuselaje, enviado a través de la turbina y acelerado a altas velocidades que el aire por una tobera. El chorro de aire y combustible son cruzados en una estructura como de peine, la cual genera una gran interface. La turbulencia debido a la alta velocidad del combustible lleva a una mezcla adicional. Los combustibles complejos como el queroseno necesitan un gran motor para completar la combustión.

El número de Mach mínimo al cual un scramjet puede operar esta limitado por el hecho que el flujo comprimido debe ser suficientemente caliente para quemar el combustible, y tener la presión suficientemente alta que la reacción se termine antes que el aire se mueva fuera de la parte posterior de motor. Adicionalmente, para ser llamado scramjet, el flujo comprimido debe aún ser supersónico después de la combustión. Aquí dos limites deben ser observados: Primero, desde cuando un flujo supersónico es comprimido se ralentiza, el nivel de compresión debe ser suficientemente bajo (o la velocidad inicial suficientemente alta) para no ralentizar el gas bajo Mach 1. Si el gas en un scramjet va bajo Mach 1, el motor se "asfixiará" transitando a flujo subsónico en la cámara de combustión. Este efecto es bien conocido entre experimentadores de scramjets ya que las ondas causadas por la "asfixia" son fácilmente observables. Adicionalmente, el incremento repentino en la presión y temperatura en el motor puede llevar a una aceleración de la combustión, llevando a la cámara de combustión a explotar.

Segundo, el calentamiento del gas por combustión causa que la velocidad del sonido en el gas se incremente (y el número de Mach se reduzca) aun cuando el gas este aún viajando a la misma velocidad. Forzando la velocidad del flujo de aire en la cámara de combustión bajo Mach 1 en esta forma es llamado "asfixia térmica". Esta claro que un scramjet puro puede operar a números de Mach de 6 a 8, pero en el limite bajo, depende en la definición de un scramjet. Hay diseños de motores en los cuales un ramjet se transforma en un scramjet sobre el rango de Mach 3 a 6, conocidos como scramjets de modo dual. En este rango, sin embargo, el motor esta aún recibiendo empuje significativo de combustión subsónica del tipo ramjet.

El alto costo de prueba de vuelo y la no disponibilidad de instalaciones en tierra ha obstaculizado el desarrollo del scramjet. Una gran cantidad de trabajos experimentales en scramjets han sido emprendidos en instalaciones críogénicas, pruebas directas conectadas, o quemadores, cada cual simula un aspecto de la operación del motor. Más allá, instalaciones viciadas (con la habilidad de controlar impurezas del aire), instalaciones de almacenamiento calentado, instalaciones de arco y los varios tipos de túneles de choque cada uno tiene limitaciones las cuales han prevenido la simulación perfecta de la operación scramjet. La prueba de vuelo HyShot mostró la relevancia de la simulación 1:1 de condiciones en los túneles de choque T4 y HEG, a pesar de tener modelos fríos y un tiempo de prueba corto. Las pruebas NASA-CIAM proveen verificación similar para la instalación C-16 V/K de CIAM y el proyecto Hyper-Xse espera que proveerá verificación similar para el Langley AHSTF, CHSTF, y 8 pies (2.4 m) HTT.

La fluidodinámica computacional ha alcanzado solo recientemente una posición de hacer computaciones razonables en resolver problemas de operación de scramjet. El modelado de capa límite, la mezcla turbulenta, el flujo de dos fases, la separación de flujos, y la aerotermodinámica del gas real continúan siendo problemas en la tecnología de punta del CFD. Adicionalmente, el modelado de combustión cinética limitada con especies de reacción muy rápida tales como el hidrógeno hacen severas demandas en recursos computacionales. Esquemas de reacción son numéricamente rígidos que requieren esquemas de reacción reducidos.

Mucho de la experimentación de scramjets permanece clasificado. Varios grupos, incluyendo la "US Navy" con el motor SCRAM entre 1968 y 1974, y el programa Hyper-X con el X-43A, han reclamado demostraciones exitosas de tecnología de scramjet. Ya que estos resultados no han sido publicado abiertamente, permanecen sin verificación y un método de diseño final de motores de scramjet aún no existe.

La aplicación final de un motor scramjet es probable que este en conjunción con los motores que pueden operar fuera del rango de operación del scramjet. Los scramjets de modo dual combinan combustión subsónica con combustión supersónica para operación a velocidades más bajas, y los motores de ciclo combinado basado en cohete (RBCC) suplementan una propulsión de cohete tradicional con un scramjet, permitiendo para oxidante adicional ser añadido al flujo del scramjet. Los RBCCs ofrecen una posibilidad de extender un rango de operación de scramjet a altas velocidades o presiones dinámicas de entrada bajas que podrían de otra forma ser posibles.

1. No tiene que llevar oxígeno.
2. Que no tenga partes rotatorias lo hace más fácil de fabricar.
3. Tiene un impulso específico más alto (cambio en el momento por unidad de propelente) que un motor de cohete, puede proporcionar entre 1000 y 4000 segundos, mientras que un cohete típico sólo proporciona 450 segundos o menos.
4. Mayor velocidad puede significar un acceso más barato al espacio exterior en el futuro.

1. Prueba y desarrollo difícil y caro
2. Requisito de propulsión inicial muy alto

A diferencia de un cohete que rápidamente pasa a vertical a través de la atmósfera o a un turborreactor o estatorreactor que vuela a mucho más bajas velocidades, un vehículo hipersónico alimentado por aire vuela óptimamente en una "trayectoria deprimida", quedando en la atmósfera a velocidades hipersónicas. Debido a que los scramjets sólo tienen relaciones de empuje / peso mediocres, la aceleración sería limitada. Por lo tanto, el tiempo en la atmósfera a velocidad hipersónica sería considerable, posiblemente 15 - 30 minutos. Igual que sucede en un vehículo espacial en reentrada, el aislamiento del calor sería una tarea formidable, con protección requerida para una mayor duración que aquella de una capsula espacial típica, aunque menor que el transbordador espacial.

Los nuevos materiales ofrecen un buen aislamiento a alta temperatura, pero, a menudo, se sacrifican en el proceso. Por ello, los estudios, a menudo, planean una "refrigeración activa", en la cual, el refrigerante circulante a través del forro del vehículo, lo previene de desintegrarse. A menudo, el refrigerante es el combustible en sí, tal como los cohetes modernos utilizan su propio combustible y oxidante como refrigerante de sus motores.

Todos los sistemas de refrigeración añaden peso y complejidad a un sistema de lanzamiento. El enfriamiento de los scramjets, de esta manera, puede resultar en una mayor eficiencia, cuando el calor es añadido al combustible antes que entre en el motor, pero resulta en incremento de complejidad y peso, el cual posteriormente puede sobrepasar cualquier ganancia de desempeño.

Impulso específico de distintos reactores

El rendimiento de un sistema de lanzamiento es complejo y depende en gran medida de su peso. Normalmente, los vehículos están diseñados para maximizar el alcance (${\displaystyle R}$), el radio orbital (${\displaystyle R}$) o la fracción de masa de carga útil (${\displaystyle \Gamma }$) para un motor y combustible determinados. Este es el resultado de las compensaciones entre la eficiencia del motor (Peso de combustible de despegue) y la complejidad del motor (Peso seco de despegue), que pueden ser expresados por la siguiente fórmula:

${\displaystyle \Pi _{e}+\Pi _{f}+{\frac {1}{\Gamma }}=1}$

Símbolo	Nombre	Descripción	Fórmula
${\displaystyle \Pi _{e}}$	fracción de masa en vacío	Representa el peso de la superestructura, tanques y el motor.	${\displaystyle \Pi _{e}={\frac {m_{\text{empty}}}{m_{\text{initial}}}}}$
${\displaystyle \Pi _{f}}$	fracción de masa de combustible	Representa el peso de combustible, oxidante y cualquier otro material que se consuma durante el lanzamiento.	${\displaystyle \Pi _{f}={\frac {m_{\text{fuel}}}{m_{\text{initial}}}}}$
${\displaystyle \Gamma }$	relación de masa inicial	Es la inversa de la fracción de masa de carga útil. Esto representa la cantidad de carga útil el vehículo puede entregar a un destino.	${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{payload}}}}}$

Un scramjet incrementa la masa del motor (${\displaystyle \Pi _{e}}$) sobre un cohete, y disminuye la masa del combustible (${\displaystyle \Pi _{f}}$). Puede ser difícil decidir si esto resultará en un aumento de (${\displaystyle \Gamma }$) (lo que sería un aumento de carga útil entregada a un destino para un peso de despegue de vehículo constante). La lógica detrás de los esfuerzos conducentes a un scramjet es (Por ejemplo) que la reducción de combustible disminuye la masa total en un 30%, mientras que el peso del motor aumentado añade 10% de la masa total del vehículo. Por desgracia, la incertidumbre en el cálculo de cualquier masa o cambios de eficiencia en un vehículo es tan grande que pequeñas diferencias de suposiciones para la eficiencia de motores o masa pueden proporcionar igual buenos argumentos a favor o en contra de vehículos potenciados por scramjet.

Adicionalmente, el arrastre de la nueva configuración debe ser considerado. El arrastre de la configuración total puede ser considerado como la suma del arrastre del vehículo (${\displaystyle D}$) y el arrastre de instalación del motor (${\displaystyle D_{e}}$). El arrastre de instalación, tradicionalmente, resulta de los pilones y el flujo acoplado debido al motor reactor, y es una función de la posición de estrangulado. Así, es, a menudo, escrito como:

${\displaystyle D_{e}=\phi _{e}F}$

Símbolo	Nombre
${\displaystyle \phi _{e}}$	coeficiente de pérdidas
${\displaystyle F}$	empuje del motor

Para un motor muy integrado en el cuerpo aerodinámico, puede ser más conveniente pensar en (${\displaystyle D_{e}}$) como la diferencia en arrastre de una configuración base conocida.

La sobretodo eficiencia del motor se puede representar como un valor entre 0 y 1 (${\displaystyle \eta _{0}}$), en términos de impulso específico del motor:

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{PR}}}I_{SP}={\frac {\mbox{potencia de empuje}}{\mbox{tasa de energía química}}}}$

Símbolo	Nombre
${\displaystyle g_{0}}$	aceleración de la gravedad en nivel del suelo
${\displaystyle V_{0}}$	velocidad del vehículo
${\displaystyle I_{SP}}$	impulso específico
${\displaystyle h_{PR}}$	calor de reacción del combustible

El impulso específico se utiliza, a menudo, como la unidad de eficiencia para cohetes, ya que en el caso del cohete, hay una relación directa entre el impulso específico, el consumo de combustible específico y la velocidad al escape. Esta relación directa no esta, generalmente, presente para motores que respiran aire, y así el impulso específico es menos utilizado en la literatura. Note que para un motor que respira aire, ambas (${\displaystyle \eta _{0}}$) y (${\displaystyle I_{SP}}$) son una función de la velocidad.

El impulso específico de un motor cohete es independiente de la velocidad, y los valores comunes están entre 200 y 600 segundos (450 s para los motores principales del transbordador espacial). El impulso específico de un scramjet varía con la velocidad, reduciendo sus altas velocidades, empezando a cerca de 1200 s, aunque los valores en la literatura varían.

Para el simple caso de un vehículo de una sola etapa, el combustible fracción de masa se puede expresar como:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-\exp \left[-{\frac {\left({\frac {V_{initial}^{2}}{2}}-{\frac {V_{i}^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}}{F}}\right)}}\right]}$

Donde esto se puede expresar para transferencia de etapa única a orbita como:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_{0}}{r}}\right)}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}}{F}}\right)}}\right]}$

o para nivel de vuelo atmosférico de lanzamiento en aire (vuelo de mísil):

${\displaystyle \Pi _{f}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}R}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}\right]}$

Símbolo	Nombre
${\displaystyle R}$	Rango
${\displaystyle C_{L}}$	coeficiente de sustentación
${\displaystyle C_{D}}$	coeficiente de arrastre

El cálculo se puede expresar en la forma de la fórmula de rango Breguet:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-e^{-BR}}$${\displaystyle B={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}}$Esta extremadamente simple fórmula, utilizada para los propósitos de la discusión, asume:

• Vehículo de una sola etapa
• No hay sustentación aerodinámica para el levantador transatmosférico

Sin embargo, son verdaderas para todos los motores.

Un scramjet no puede producir empuje eficiente a menos que se impulse a alta velocidad, alrededor de Mach 5, aunque dependiente de su diseño puede actuar como un ramjet a baja velocidad. Un avión de despegue vertical necesitará un turbofan, turbojet o motores cohetes convencionales para despegar, suficientemente grandes para mover una nave pesada. También, sería necesario combustible para esos motores, más todas las estructuras de montaje asociada al motor y sistemas de control. Los motores de turbofan y turbojet son pesados y no pueden exceder fácilmente alrededor de 2 a 3 Mach, así que otro método de propulsión sería necesario para alcanzar velocidad operativa de scramjet. Eso puede ser ramjets o cohetes. Eso también sería necesario su propio suministro de combustible separado, estructura y sistemas. Muchas propuestas en su lugar llaman para una primera etapa de impulsores de cohetes solidos desplegable, lo que grandemente simplifica el diseño.

A diferencia de las instalaciones de sistemas de propulsión de reactor o cohete, las cuales pueden ser probadas en el suelo, probar diseños de scramjets utilizan cámaras de pruebas hipersónicas muy caras o vehículos de lanzamiento caros, ambas de las cuales llevan a costos de instrumentación altos. Pruebas utilizando vehículos de prueba lanzados, usualmente, terminan con la destrucción del artículo de prueba e instrumentación.

Una ventaja de un vehículo hipersónico respirador de aire (usualmente un scramjet) como el X-30 esta eludiendo o al menos reduciendo la necesidad de llevar un oxidante. Por ejemplo, el tanque externo del transbordador espacial lleva 616,432.2 kg de oxígeno líquido (LOX) y 103,000 kg de hidrógeno líquido (LH₂) mientras tiene un peso vacío de 30,000 kg. El peso bruto del orbitador era de 109,000 kg con una carga útil máxima de 25,000 kg y para llegar al ensamblaje fuera de la plataforma de lanzamiento, el transbordador utiliza dos muy poderosos impulsores cohetes solidos con el peso de 590,000 kg, si el oxígeno puede ser eliminado, el vehículo puede ser más liviano al despegue y posiblemente pueda llevar más carga útil.

De otra forma, los scramjets pasan más tiempo en la atmósfera y requiere más combustible hidrógeno para tratar con el arrastre aerodinámico. Mientras el oxígeno líquido es bastante un fluido denso (1141 kg/m³), el hidrógeno líquido tiene mucha más baja densidad (70.85 kg/m³) y toma más volumen. Esto significa que el vehículo que utiliza este combustible llega a ser mucho más grande y da más arrastre. Otros combustibles tienen más densidad comparable, tal como el RP-1 (810 kg/m³), el JP-7 (densidad a 15 °C 779 - 806 kg/m³) y dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) (793.00 kg/m³).

Un tema es que los motores scramjet están predichos tener excepcionalmente pobre razón de empuje a peso de alrededor de 2, al instalarlo en un vehículo de lanzamiento. Un cohete tiene la ventaja que sus motores tienen muy alta razón de empuje a peso (~100:1), mientras el tanque para llevar el oxígeno líquido también se aproxima a razón de volumen de ~100:1. Así un cohete puede alcanzar muy alta fracción de masa, lo cual mejora el desempeño. A modo de contraste de razón de empuje a peso proyectado de motores de scramjet de cerca de 2 significa un mucho más grande porcentaje de masa de despegue es motor (ignorando que esta fracción incrementa de cualquier forma por un factor de cerca 4 debido a la carencia de oxidante a bordo). En añadidura, el bajo empuje del vehículo no necesariamente elude la necesidad de las caras, voluminosas y propensas a la falla, de las turbo bombas de alto rendimiento en motores cohete de combustible líquido convencional, ya que mucho de los diseños de scramjet parecen ser incapaces de velocidades orbitales en modo aire respirado, y entonces los motores cohete extra son necesarios.

Los scramjets deben ser capaces de acelerar desde aproximadamente Mach 5 - 7 a alrededor de algun lugar entre la mitad de la velocidad orbital y velocidad orbital (la investigación X-30 sugiere que Mach 17 debe ser el limite comparado a una velocidad orbital de Mach 25, y otros estudios ponen el limite de velocidad superior para un motor de scramjet puro entre Mach 10 y 25, dependiendo de las asunciones hechas). Generalmente, otro sistema de propulsión (muy usualmente, un cohete es propuesto) se espera ser necesario para la aceleración final en la orbita. Ya que el delta-V es moderado y la fracción de carga útil de los scramjets es alta, el bajo rendimiento de cohetes tales como sólidos, hipergólicos o impulsores de combustible líquido deben ser aceptables.

Las proyecciones teoréticas ponen la velocidad tope de un scramjet entre Mach 12 (14,000 km/h; 8,400 mph) y Mach 24 (25,000 km/h; 16,000 mph). Por comparación, la velocidad orbital a 200 kilómetros (120 mi) de orbita terrestre baja es 7.79 kilómetros por segundo (28,000 km/h; 17,400 mph).

La parte inferior resistente al calor del scramjet, potencialmente, duplica como su sistema de reentrada si un vehículo de simple etapa para orbitar se visualiza utilizando enfriamiento no ablativo, no activo. Si, se utiliza un escudo ablativo en el motor, probablemente, no será utilizado después de asentarse en la orbita. Si, se utiliza enfriamiento activo con combustible como refrigerante, la perdida de todo el combustible durante el quemado para orbitar, también, significará la perdida de todo enfriamiento para el sistema de protección térmica.

Reduciendo la cantidad de combustible y oxidante no, necesariamente, mejora los costos ya que los propelentes de cohete son comparativamente más baratos. En efecto, el costo unitario del vehículo se esperar que termine muy alto, ya que el costo de hardware aeroespacial es cerca de dos ordenes de magnitud más alto que el oxígeno líquido, el combustible y los tanques; y el hardware del scramjet parece ser mucho más pesado que los cohetes para cualquier carga útil. Aun, si los scramjets permiten vehículos reutilizables, esto, teóricamente, puede ser un beneficio de costo. Si el equipo sujeto a las condiciones extremas de un scramjet puede ser suficientemente reutilizado varias veces no es claro; todas las pruebas de vuelo de los scramjet solo sobreviven por períodos cortos y nunca han sido diseñados para sobrevivir un vuelo a la fecha.

El costo eventual de tal vehículo esta sujeto a debate intenso ya que aun las mejores estimaciones están en desacuerdo si un vehículo scramjet podría ser ventajoso. Es probable que un vehículo scramjet podría necesitar elevar más carga que un cohete de igual peso de despegue para ser igualmente costo eficiente (si el scramjet es un vehículo no reutilizable).

Los vehículos de lanzamiento espacial pueden o no beneficiarse de tener una etapa scramjet. Una etapa scramjet de un vehículo de lanzamiento, teóricamente, provee un impulso específico de 1000 a 4000 s, mientras un cohete provee menos de 450 s mientras este en la atmósfera. Un impulso específico de scramjet se reduce rápidamente con la velocidad, sin embargo, y el vehículo podría sufrir de una relativamente baja razón de suspensión a arrastre.

La razón de empuje a peso instalada de los scramjets se compara muy desfavorablemente con los 50 - 100 de un motor de cohete típico. Esto se compensa para los scramjets en parte ya que el peso de los vehículos podría ser llevado por suspensión aerodinámica más que por potencia de cohete pura (dando "perdidas de gravedad" reducidas), pero los scramjets podrían tomar mucho más llegar a orbitar debido a empuje bajo lo cual, grandemente, compensa la ventaja. El peso de despegue de un vehículo scramjet es, significativamente, reducido sobre aquel de un cohete, debido a la carencia de oxidante a bordo, pero se incrementa por los requisitos estructurales de los mayores y pesados motores.

Si estos vehículos puede ser reutilizables o no es aún sujeto a debate e investigación.