Scramjet

El Bell X-1 alcanzó el vuelo supersónico en 1947 y, a principios de la década de 1960, el rápido progreso hacia aeronaves más rápidas sugería que los aviones operativos volarían a velocidades hipersónicas en pocos años. Excepto por vehículos especializados de investigación de cohetes como el North American X-15 y otras naves espaciales propulsadas por cohetes , las velocidades máximas de las aeronaves se han mantenido estables, generalmente en el rango de Mach  1 a Mach  3.

Durante el programa estadounidense de aviones aeroespaciales, entre la década de 1950 y mediados de la de 1960, Alexander Kartveli y Antonio Ferri fueron defensores del enfoque del estatorreactor de combustión supersónica (scramjet).

En las décadas de 1950 y 1960, se construyeron y probaron en tierra diversos motores scramjet experimentales en Estados Unidos y el Reino Unido. En noviembre de 1964, Antonio Ferri demostró con éxito un scramjet que producía un empuje neto de 517 libras-fuerza (2,30  kN), aproximadamente el 80 % de su objetivo. En 1958, un artículo analítico discutió las ventajas y desventajas de los estatorreactores de combustión supersónica. ^{[ 4 ]} En 1964, Frederick S. Billig y Gordon L. Dugger presentaron una solicitud de patente para un estatorreactor de combustión supersónica basado en la tesis doctoral de Billig. Esta patente se emitió en 1981 tras el levantamiento de una orden de secreto. ^{[ 5 ]}

En 1981 se realizaron pruebas en Australia bajo la dirección del profesor Ray Stalker en las instalaciones de pruebas terrestres T3 de la ANU. ^{[ 6 ]}

El primer vuelo de prueba exitoso de un estatorreactor de combustión supersónica (scramjet) se realizó en colaboración con la NASA sobre la Unión Soviética en 1991. Se trataba de un estatorreactor de combustión supersónica de modo dual, alimentado con hidrógeno y de simetría axial, desarrollado por el Instituto Central de Motores de Aviación (CIAM) de Moscú a finales de la década de 1970, pero modernizado con una aleación de FeCrAl sobre un misil SM-6 modificado para alcanzar parámetros de vuelo iniciales de Mach 6,8, antes de que el estatorreactor volara a Mach 5,5. El vuelo del estatorreactor se realizó transportado en cautividad sobre el misil tierra-aire SA-5 , que incluía una unidad experimental de apoyo al vuelo conocida como el "Laboratorio Volador Hipersónico" (HFL), "Kholod". ^{[ 7 ]}

Luego, entre 1992 y 1998, CIAM realizó seis pruebas de vuelo adicionales del demostrador scramjet axisimétrico de alta velocidad, primero en colaboración con Francia y luego con la NASA . ^{[ 8 ] [ 9 ]} Se alcanzó una velocidad máxima de vuelo superior a Mach  6,4 y se demostró el funcionamiento del scramjet durante 77 segundos. Estas series de pruebas de vuelo también aportaron información valiosa sobre los controles de vuelo hipersónico autónomos.

En la década de 2000 se lograron avances significativos en el desarrollo de la tecnología hipersónica, particularmente en el campo de los motores scramjet.

El proyecto HyShot demostró la combustión de un estatorreactor el 30 de julio de 2002. El motor de estatorreactor funcionó eficazmente y demostró la combustión supersónica en acción. Sin embargo, el motor no fue diseñado para proporcionar el empuje necesario para propulsar una aeronave. Fue diseñado más o menos como un demostrador tecnológico. ^{[ 10 ]}

Un equipo conjunto británico y australiano de la empresa de defensa británica Qinetiq y la Universidad de Queensland fue el primer grupo en demostrar el funcionamiento de un motor scramjet en una prueba atmosférica. ^{[ 11 ]}

Hyper-X afirmó haber realizado el primer vuelo de un vehículo propulsado por un estatorreactor con superficies de maniobra aerodinámicas completas en 2004 con el X-43A . ^{[ 12 ] [ 13 ]} La última de las tres pruebas del estatorreactor X-43A alcanzó Mach  9,6 durante un breve período. ^{[ 14 ]}

El 15 de junio de 2007, la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada de Defensa de EE. UU. ( DARPA ), en cooperación con la Organización Australiana de Ciencia y Tecnología de la Defensa (DSTO) , anunció un exitoso vuelo de un estatorreactor a Mach  10 utilizando motores de cohete para impulsar el vehículo de prueba a velocidades hipersónicas. ^{[ 15 ] [ 16 ]}

Se completó una serie de pruebas en tierra de motores scramjet en las instalaciones de prueba de motores scramjet calentados por arco de la NASA Langley (AHSTF) en condiciones de vuelo simuladas a Mach  8. Estos experimentos se utilizaron para apoyar el vuelo 2 de HIFiRE. ^{[ 17 ]}

El 22 de mayo de 2009, Woomera acogió el primer vuelo de prueba exitoso de una aeronave hipersónica en HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). El lanzamiento fue uno de los diez vuelos de prueba planificados. La serie de vuelos forma parte de un programa de investigación conjunto entre la Organización de Ciencia y Tecnología de la Defensa y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, denominado HIFiRE. ^{[ 18 ]} HIFiRE investiga la tecnología hipersónica y su aplicación a vehículos de lanzamiento espacial avanzados propulsados ​​por estatorreactores; el objetivo es apoyar el nuevo demostrador de estatorreactor Boeing X-51, al tiempo que se construye una sólida base de datos de pruebas de vuelo para el desarrollo de lanzamientos espaciales de reacción rápida y armas hipersónicas de "ataque rápido". ^{[ 18 ]}

Los días 22 y 23 de marzo de 2010, científicos de defensa australianos y estadounidenses probaron con éxito un cohete hipersónico (HIFiRE). Alcanzó una velocidad atmosférica de "más de 5000 kilómetros por hora" (Mach  4) tras despegar del campo de pruebas de Woomera, en el interior de Australia Meridional. ^{[ 19 ] [ 20 ]}

El 27 de mayo de 2010, la NASA y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos lograron volar con éxito el X-51A Waverider durante aproximadamente 200 segundos a Mach  5, estableciendo un nuevo récord mundial de duración de vuelo a velocidad hipersónica. ^{[ 21 ]} El Waverider voló de forma autónoma antes de perder aceleración por una razón desconocida y autodestruirse según lo planeado. La prueba fue declarada un éxito. El X-51A fue transportado a bordo de un B-52 , acelerado a Mach  4.5 mediante un propulsor de cohete sólido, y luego encendió el motor scramjet Pratt & Whitney Rocketdyne para alcanzar Mach  5 a 70 000 pies (21 000 m) . ^{[ 22 ]} Sin embargo, un segundo vuelo el 13 de junio de 2011 terminó prematuramente cuando el motor se encendió brevemente con etileno pero no logró pasar a su combustible principal JP-7 , sin alcanzar la potencia máxima. ^{[ 23 ]} 

El 16 de noviembre de 2010, científicos australianos de la Universidad de Nueva Gales del Sur en la Academia de las Fuerzas de Defensa Australianas demostraron con éxito que el flujo de alta velocidad en un motor scramjet que no produce combustión natural puede encenderse utilizando una fuente láser pulsada. ^{[ 24 ]}

Otro ensayo del X-51A Waverider fracasó el 15 de agosto de 2012. El intento de volar el motor scramjet durante un período prolongado a Mach  6 se vio interrumpido cuando, tan solo 15 segundos después del despegue, la aeronave X-51A perdió el control y se desintegró, cayendo al océano Pacífico al noroeste de Los Ángeles. La causa del fallo se atribuyó a una aleta de control defectuosa. ^{[ 25 ]}

En mayo de 2013, un X-51A Waverider alcanzó los 4828  km/h (Mach  5,1) durante un vuelo de seis minutos impulsado por un motor scramjet. El WaveRider fue lanzado desde 15 000 m (50 000 pies) de altura desde un bombardero B-52 y luego acelerado a Mach 4,8 mediante un cohete propulsor de combustible sólido que se separó antes de que el motor scramjet del WaveRider entrara en funcionamiento. ^{[ 26 ]}  

El 28 de agosto de 2016, la agencia espacial india ISRO realizó una prueba exitosa de un motor scramjet en un cohete de combustible sólido de dos etapas. Dos motores scramjet se montaron en la parte posterior de la segunda etapa de un cohete sonda de combustible sólido de dos etapas llamado Vehículo de Tecnología Avanzada (ATV), que es el cohete sonda avanzado de ISRO. Los dos motores scramjet se encendieron durante la segunda etapa del cohete cuando el ATV alcanzó una velocidad de 7350  km/h (Mach  6) a una altitud de 20  km. Los motores scramjet se encendieron durante aproximadamente 5 segundos. ^{[ 27 ] [ 28 ]}

El 12 de junio de 2019, India realizó con éxito el primer vuelo de prueba de su aeronave de demostración no tripulada con motor scramjet, de desarrollo propio, para vuelos hipersónicos desde una base en la isla Abdul Kalam, en la bahía de Bengala , alrededor de las 11:25  a. m. La aeronave se denomina Vehículo Demostrador de Tecnología Hipersónica . La prueba fue llevada a cabo por la Organización de Investigación y Desarrollo de la Defensa . La aeronave constituye un componente importante del programa del país para el desarrollo de un sistema de misiles de crucero hipersónicos . ^{[ 29 ] [ 30 ]}

El 27 de septiembre de 2021, DARPA anunció el exitoso vuelo de su misil de crucero scramjet Hypersonic Air-breathing Weapon Concept . ^{[ 31 ]} Otra prueba exitosa se llevó a cabo a mediados de marzo de 2022 en medio de la invasión rusa de Ucrania . Los detalles se mantuvieron en secreto para evitar una escalada de tensión con Rusia , y solo fueron revelados por un funcionario anónimo del Pentágono a principios de abril. ^{[ 32 ] [ 33 ]} El 25 de abril de 2025, DRDO completó con éxito más de 1000 segundos de pruebas en tierra de un combustor scramjet de refrigeración activa a escala reducida . ^{[ 34 ]} El scramjet de DRDO fue probado nuevamente durante más de 12 minutos el 9 de enero de 2026. ^{[ 35 ]}

1. No tiene que transportar oxígeno
2. Al no tener piezas giratorias, su fabricación es más sencilla que la de un turborreactor.
3. Tiene un impulso específico (cambio en el momento por unidad de propulsor) mayor que el de un motor de cohete; podría proporcionar unos 1000 segundos a Mach 7, mientras que un cohete normalmente proporciona alrededor de 450 segundos o menos. ^{[ 51 ]}
4. Una mayor velocidad podría significar un acceso más económico al espacio exterior en el futuro.
5. Pruebas y desarrollo difíciles/costosos
6. Requisitos de propulsión iniciales muy elevados

A diferencia de un cohete que pasa rápidamente casi verticalmente a través de la atmósfera o un turborreactor o estatorreactor que vuela a velocidades mucho más bajas, un vehículo hipersónico de respiración de aire vuela de manera óptima en una "trayectoria deprimida", manteniéndose dentro de la atmósfera a velocidades hipersónicas. Debido a que los estatorreactores de combustión supersónica tienen relaciones empuje-peso mediocres, ^{[ 52 ]} la aceleración sería limitada. Por lo tanto, el tiempo en la atmósfera a velocidad supersónica sería considerable, posiblemente de 15 a 30 minutos. De manera similar a un vehículo espacial que reingresa , el aislamiento térmico sería una tarea formidable, con protección requerida por una duración más larga que la de una cápsula espacial típica , aunque menos que la del transbordador espacial .

Los nuevos materiales ofrecen un buen aislamiento a altas temperaturas, pero a menudo se deterioran en el proceso. Por ello, los estudios suelen contemplar la «refrigeración activa», donde un refrigerante que circula por la estructura del vehículo evita su desintegración. Con frecuencia, el refrigerante es el propio combustible, de forma similar a como los cohetes modernos utilizan su propio combustible y oxidante como refrigerante para sus motores. Todos los sistemas de refrigeración añaden peso y complejidad a un sistema de lanzamiento. La refrigeración de los estatorreactores de esta forma puede resultar en una mayor eficiencia, ya que se añade calor al combustible antes de su entrada en el motor, pero conlleva un aumento de la complejidad y el peso que, en última instancia, podría contrarrestar cualquier mejora en el rendimiento.

El rendimiento de un sistema de lanzamiento es complejo y depende en gran medida de su peso. Normalmente, las naves se diseñan para maximizar el alcance (${\displaystyle R}$), radio orbital (${\displaystyle R}$) o fracción de masa de carga útil (${\displaystyle \Gamma }$) para un motor y combustible determinados. Esto da como resultado compensaciones entre la eficiencia del motor (peso del combustible al despegue) y la complejidad del motor (peso en seco al despegue), que se pueden expresar de la siguiente manera:

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

Dónde  :

• ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}={\frac {m_{\text{vacío}}}{m_{\text{inicial}}}}}$es la fracción de masa vacía, y representa el peso de la superestructura, los tanques y el motor.
• ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}={\frac {m_{\text{combustible}}}{m_{\text{inicial}}}}}$es la fracción de masa de combustible, y representa el peso del combustible, el oxidante y cualquier otro material que se consuma durante el lanzamiento.
• ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{inicial}}}{m_{\text{carga útil}}}}}$es la relación de masa inicial, y es la inversa de la fracción de masa de la carga útil. Esto representa cuánta carga útil puede entregar el vehículo en un destino.

Un estatorreactor de combustión supersónica aumenta la masa del motor.${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$sobre un cohete, y disminuye la masa del combustible${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$Puede ser difícil decidir si esto resultará en un aumento${\displaystyle \Gamma }$(lo que implicaría una mayor carga útil entregada a un destino para un peso de despegue constante del vehículo). La lógica detrás de los esfuerzos para impulsar un estatorreactor es (por ejemplo) que la reducción de combustible disminuye la masa total en un 30%, mientras que el aumento de peso del motor agrega un 10% a la masa total del vehículo. Desafortunadamente, la incertidumbre en el cálculo de cualquier cambio de masa o eficiencia en un vehículo es tan grande que suposiciones ligeramente diferentes para la eficiencia o la masa del motor pueden proporcionar argumentos igualmente válidos a favor o en contra de los vehículos propulsados ​​por estatorreactores.

Además, debe considerarse la resistencia de la nueva configuración. La resistencia de la configuración total puede considerarse como la suma de la resistencia del vehículo (${\displaystyle D}$) y el arrastre de instalación del motor (${\displaystyle D_{\text{e}}}$La resistencia aerodinámica de la instalación tradicionalmente resulta de los pilones y del flujo acoplado debido al chorro del motor, y es una función de la posición del acelerador. Por lo tanto, a menudo se escribe como:

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

Dónde:

• ${\displaystyle \phi _{\text{e}}}$es el coeficiente de pérdida
• ${\displaystyle F}$es el empuje del motor

Para un motor fuertemente integrado en el cuerpo aerodinámico, puede ser más conveniente pensar en (${\displaystyle D_{\text{e}}}$) como la diferencia de resistencia aerodinámica con respecto a una configuración base conocida.

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

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{\text{PR}}}}I_{\text{sp}}={\frac {\mbox{Potencia de empuje}}{\mbox{Tasa de energía química}}}}$

Dónde:

• ${\displaystyle g_{0}}$es la aceleración debida a la gravedad en el nivel del suelo
• ${\displaystyle V_{0}}$es la velocidad del vehículo
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$es el impulso específico
• ${\displaystyle h_{\text{PR}}}$es el calor de reacción del combustible

El impulso específico se usa a menudo como unidad de eficiencia para cohetes, ya que en el caso del cohete, existe una relación directa entre el impulso específico, el consumo específico de combustible y la velocidad de escape. Esta relación directa generalmente no está presente en los motores de respiración de aire, por lo que el impulso específico se usa menos en la literatura. Nótese que para un motor de respiración de aire, ambos${\displaystyle \eta _{0}}$y${\displaystyle I_{\text{sp}}}$son función de la velocidad.

El impulso específico de un motor de cohete es independiente de la velocidad, y los valores habituales oscilan entre 200 y 600 segundos (450  s para los motores principales del transbordador espacial). El impulso específico de un estatorreactor de combustión supersónica (scramjet) varía con la velocidad, disminuyendo a velocidades más altas, a partir de aproximadamente 1200  s, aunque los valores en la bibliografía varían.

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

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

Donde esto se puede expresar para la transferencia a órbita en una sola etapa como:

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

o para vuelo atmosférico nivelado desde lanzamiento aéreo ( vuelo de misiles ):

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

Dónde${\displaystyle R}$es el rango , y el cálculo se puede expresar en la forma de la fórmula del rango de Breguet :

${\displaystyle {\begin{aligned}\Pi _{\text{f}}&=1-e^{-BR}\\B&={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\end{aligned}}}$

Dónde:

• ${\displaystyle C_{\text{L}}}$es el coeficiente de sustentación
• ${\displaystyle C_{\text{D}}}$es el coeficiente de arrastre

Esta formulación extremadamente simple, utilizada para los fines de la discusión, supone lo siguiente:

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

Sin embargo, en general, son válidas para todos los motores.

Un estatorreactor de combustión supersónica no puede producir un empuje eficiente a menos que se impulse a alta velocidad, alrededor de Mach  5, aunque dependiendo del diseño podría funcionar como un estatorreactor de combustión a bajas velocidades. Una aeronave de despegue horizontal necesitaría motores turbofán , turborreactores o cohetes convencionales para despegar, lo suficientemente grandes como para mover una aeronave pesada. También se necesitaría combustible para esos motores, además de toda la estructura de montaje y los sistemas de control asociados al motor. Los motores turbofán y turborreactores son pesados ​​y no pueden superar fácilmente Mach  2-3, por lo que se necesitaría otro método de propulsión para alcanzar la velocidad operativa del estatorreactor de combustión supersónica. Eso podrían ser estatorreactores de combustión o cohetes . Estos también necesitarían su propio suministro de combustible, estructura y sistemas separados. Varias propuestas, en cambio, plantean una primera etapa de propulsores de cohete sólido desechables , lo que simplifica enormemente el diseño.

A diferencia de las instalaciones para sistemas de propulsión a reacción o cohete, que pueden probarse en tierra, las pruebas de los diseños de estatorreactores de combustión supersónica (scramjet) requieren cámaras de prueba hipersónicas o vehículos de lanzamiento extremadamente costosos, lo que conlleva altos costos de instrumentación. Las pruebas con vehículos de lanzamiento suelen terminar con la destrucción del componente y la instrumentación.

Una ventaja de un vehículo hipersónico de respiración atmosférica (típicamente con estatorreactor) como el X-30 es que evita o al menos reduce la necesidad de transportar oxidante. Por ejemplo, el tanque externo del Transbordador Espacial contenía 616 432,2  kg de oxígeno líquido (LOX) y 103 000  kg de hidrógeno líquido (LH₂ ₎ con un peso en vacío de 30 000  kg. El peso bruto del orbitador  era de 109 000 kg con una carga útil máxima de aproximadamente 25 000  kg, y para impulsar el conjunto desde la plataforma de lanzamiento, el transbordador utilizaba dos cohetes propulsores sólidos muy potentes, cada uno con un peso de 590 000  kg. Si se pudiera eliminar el oxígeno, el vehículo podría ser más ligero en el despegue y posiblemente transportar mayor carga útil.

Por otro lado, los scramjets pasan más tiempo en la atmósfera y requieren más combustible de hidrógeno para lidiar con la resistencia aerodinámica. Mientras que el oxígeno líquido es un fluido bastante denso (1141  kg/m³ ⁾ , el hidrógeno líquido tiene una densidad mucho menor (70,85  kg/m³ ⁾ y ocupa más volumen. Esto significa que el vehículo que usa este combustible se vuelve mucho más grande y genera más resistencia. ^{[ 53 ]} Otros combustibles tienen una densidad más comparable, como el RP-1 (810  kg/m³ ⁾ JP -7 (densidad a 15  °C 779–806  kg/m³ ⁾ y la dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) (793,00  kg/m³ ⁾ .

Un problema es que se prevé que los motores scramjet tengan una relación empuje-peso excepcionalmente baja de alrededor de 2, cuando se instalan en un vehículo de lanzamiento. ^{[ 54 ]} Un cohete tiene la ventaja de que sus motores tienen relaciones empuje-peso muy altas (~100:1), mientras que el tanque para contener el oxígeno líquido se acerca a una relación de volumen de ~100:1 también. Por lo tanto, un cohete puede lograr una fracción de masa muy alta , lo que mejora el rendimiento. A modo de contraste, la relación empuje/peso proyectada de los motores scramjet de alrededor de 2 significa que un porcentaje mucho mayor de la masa de despegue es motor (ignorando que esta fracción aumenta de todos modos en un factor de aproximadamente cuatro debido a la falta de oxidante a bordo). Además, el menor empuje del vehículo no necesariamente evita la necesidad de las costosas, voluminosas y propensas a fallas turbobombas de alto rendimiento que se encuentran en los motores de cohete convencionales de combustible líquido, ya que la mayoría de los diseños de scramjet parecen ser incapaces de velocidades orbitales en modo de respiración de aire, y por lo tanto se necesitan motores de cohete adicionales.

Los estatorreactores de combustión supersónica (scramjets) podrían acelerar desde aproximadamente Mach  5–7 hasta un punto entre la mitad de la velocidad orbital y la velocidad orbital (la investigación del X-30 sugirió que Mach  17 podría ser el límite en comparación con una velocidad orbital de Mach  25, y otros estudios sitúan el límite superior de velocidad para un motor scramjet puro entre Mach  10 y 25, dependiendo de las suposiciones realizadas). Generalmente, se espera que se necesite otro sistema de propulsión (muy comúnmente, se propone un cohete) para la aceleración final a la órbita. Dado que el delta-V es moderado y la fracción de carga útil de los scramjets es alta, podrían ser aceptables cohetes de menor rendimiento como los de combustible sólido, hipergólico o los propulsores simples de combustible líquido.

Las proyecciones teóricas sitúan la velocidad máxima de un estatorreactor entre Mach 12 (14 000 km/h; 8400 mph) y Mach 24 (25 000 km/h; 16 000 mph) . ^{[ 55 ]} En comparación, la velocidad orbital a 200 kilómetros (120 millas) de órbita terrestre baja es de 7,79 kilómetros por segundo (28 000 km/h; 17 400 mph) . ^{[ 56 ]}         

La parte inferior resistente al calor del motor scramjet podría funcionar también como sistema de reentrada si se contempla un vehículo de una sola etapa a órbita con refrigeración no ablativa y no activa. Si se utiliza un blindaje ablativo en el motor, probablemente no será utilizable tras el ascenso a órbita. Si se utiliza refrigeración activa con el combustible como refrigerante, la pérdida total de combustible durante la maniobra de ascenso a órbita implicará también la pérdida total de la refrigeración del sistema de protección térmica.

Reducir la cantidad de combustible y oxidante no necesariamente mejora los costos, ya que los propelentes para cohetes son comparativamente muy baratos. De hecho, se espera que el costo unitario del vehículo termine siendo mucho mayor, dado que el costo del hardware aeroespacial es aproximadamente dos órdenes de magnitud mayor que el del oxígeno líquido, el combustible y los tanques, y el hardware de los estatorreactores de combustión supersónica (scramjet) parece ser mucho más pesado que los cohetes para cualquier carga útil dada. Aun así, si los estatorreactores de combustión supersónica permiten vehículos reutilizables, esto podría ser teóricamente una ventaja en términos de costos. No está claro si el equipo sometido a las condiciones extremas de un estatorreactor de combustión supersónica puede reutilizarse suficientes veces; todas las pruebas de estatorreactores de combustión supersónica realizadas solo sobreviven por períodos cortos y hasta la fecha nunca se han diseñado para sobrevivir a un vuelo. El costo final de un vehículo de este tipo es objeto de un intenso debate, ya que incluso las mejores estimaciones discrepan sobre si un vehículo con estatorreactor de combustión supersónica sería ventajoso. Es probable que un vehículo con estatorreactor de combustión supersónica necesite levantar más carga que un cohete con el mismo peso de despegue para ser igual de rentable (si el estatorreactor de combustión supersónica 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 proporciona un impulso específico de 1000 a 4000  s, mientras que un cohete proporciona menos de 450  s en la atmósfera. ^{[ 54 ] [ 57 ]} Sin embargo, el impulso específico de un scramjet disminuye rápidamente con la velocidad, y el vehículo sufriría una relación de sustentación a resistencia relativamente baja .

La relación empuje-peso de los motores scramjet es muy inferior a la de un motor cohete típico (50-100). Esto se compensa en parte porque el peso del vehículo se sustenta mediante sustentación aerodinámica en lugar de la potencia del cohete (lo que reduce las pérdidas por gravedad ), pero los scramjet tardan mucho más en alcanzar la órbita debido a su menor empuje, lo que contrarresta en gran medida esta ventaja. El peso al despegue de un vehículo scramjet se reduce significativamente con respecto al de un cohete, debido a la ausencia de oxidante a bordo, pero aumenta por los requisitos estructurales de los motores, que son más grandes y pesados.

La posibilidad de reutilizar este vehículo sigue siendo objeto de debate e investigación.