Stramjet

Un statoréacteur à combustion supersonique est une variante d'un statoréacteur à réaction aérobie dans lequel la combustion a lieu dans un flux d'air supersonique . Comme dans les statoréacteurs, un statoréacteur s'appuie sur la vitesse élevée du véhicule pour comprimer l'air entrant avec force avant la combustion (d'où le statoréacteur ), mais alors qu'un statoréacteur décélère l'air à des vitesses subsoniques avant la combustion en utilisant des cônes de choc , un statoréacteur n'a pas de cône de choc et ralentit le flux d'air en utilisant des ondes de choc produites par sa source d'allumage à la place d'un cône de choc. Cela permet au statoréacteur de fonctionner efficacement à des vitesses extrêmement élevées.

Bien que les moteurs à statoréacteurs aient été utilisés dans une poignée de véhicules militaires opérationnels, les statoréacteurs ont jusqu'à présent principalement été démontrés dans des articles de test de recherche et des véhicules expérimentaux.

Le Bell X-1 a atteint le vol supersonique en 1947 et, au début des années 1960, les progrès rapides vers des avions plus rapides ont laissé penser que les avions opérationnels voleraient à des vitesses « hypersoniques » d'ici quelques années. À l'exception des véhicules de recherche spécialisés dans les fusées comme le North American X-15 et d'autres engins spatiaux propulsés par fusée , les vitesses de pointe des avions sont restées stables, généralement dans la gamme de Mach 1 à Mach 3.

Au cours du programme d'avion spatial américain, entre les années 1950 et le milieu des années 1960, Alexander Kartveli et Antonio Ferri étaient les partisans de l'approche statoréacteur.

Dans les années 1950 et 1960, une variété de moteurs statoréacteurs expérimentaux ont été construits et testés au sol aux États-Unis et au Royaume-Uni. Antonio Ferri a démontré avec succès un statoréacteur produisant une poussée nette en novembre 1964, produisant finalement 517 livres-force (2,30 kN), soit environ 80 % de son objectif. En 1958, un article analytique a discuté des avantages et des inconvénients des statoréacteurs à combustion supersonique. En 1964, Frederick S. Billig et Gordon L. Dugger ont soumis une demande de brevet pour un statoréacteur à combustion supersonique basé sur la thèse de doctorat de Billig. Ce brevet a été délivré en 1981 après la levée d'une ordonnance de confidentialité.

En 1981, des tests ont été effectués en Australie sous la direction du professeur Ray Stalker dans l'installation d'essais au sol T3 de l'ANU.

Le premier essai en vol réussi d'un statoréacteur a été réalisé en collaboration avec la NASA , au-dessus de l'Union soviétique en 1991. Il s'agissait d'un statoréacteur bimode à hydrogène axisymétrique développé par l'Institut central des moteurs d'aviation (CIAM) de Moscou à la fin des années 1970, mais modernisé avec un alliage FeCrAl sur un missile SM-6 converti pour atteindre des paramètres de vol initiaux de Mach 6,8, avant que le statoréacteur ne vole à Mach 5,5. Le vol du statoréacteur a été effectué en captivité au sommet du missile sol-air SA-5 qui comprenait une unité de support de vol expérimentale connue sous le nom de « Laboratoire de vol hypersonique » (HFL), « Kholod ».

De 1992 à 1998, six autres essais en vol du démonstrateur de superstatoréacteur axisymétrique à grande vitesse ont été menés par le CIAM en collaboration avec la France puis avec la NASA . Une vitesse de vol maximale supérieure à Mach 6,4 a été atteinte et le fonctionnement du superstatoréacteur a été démontré pendant 77 secondes. Ces séries d'essais en vol ont également permis de mieux comprendre les commandes de vol hypersoniques autonomes.

Dans les années 2000, des progrès significatifs ont été réalisés dans le développement de la technologie hypersonique, notamment dans le domaine des moteurs à statoréacteur.

Le projet HyShot a démontré la combustion d'un statoréacteur le 30 juillet 2002. Le statoréacteur a fonctionné efficacement et a démontré la combustion supersonique en action. Cependant, le moteur n'a pas été conçu pour fournir une poussée pour propulser un engin. Il a été conçu plus ou moins comme un démonstrateur technologique.

Une équipe britannique et australienne conjointe de la société de défense britannique Qinetiq et de l' Université du Queensland a été le premier groupe à démontrer le fonctionnement d'un statoréacteur à combustion interne lors d'un test atmosphérique.

Hyper-X a revendiqué le premier vol d'un véhicule propulsé par statoréacteur produisant une poussée avec des surfaces de manœuvre aérodynamiques complètes en 2004 avec le X-43A . Le dernier des trois tests du statoréacteur X-43A a atteint Mach 9,6 pendant une brève période.

Le 15 juin 2007, l'Agence américaine de recherche avancée sur les projets de défense ( DARPA ), en coopération avec l'Organisation australienne des sciences et technologies de la défense (DSTO), a annoncé le succès du vol d'un statoréacteur à Mach 10, utilisant des moteurs-fusées pour propulser le véhicule d'essai à des vitesses hypersoniques.

Une série d'essais au sol de superstatoréacteurs a été réalisée au centre d'essais de superstatoréacteurs chauffés par arc de la NASA Langley (AHSTF) dans des conditions de vol simulées à Mach 8. Ces expériences ont été utilisées pour soutenir le vol 2 de HIFiRE.

Le 22 mai 2009, Woomera a accueilli le premier vol d'essai réussi d'un avion hypersonique dans le cadre de HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). Le lancement était l'un des dix vols d'essai prévus. La série de vols fait partie d'un programme de recherche conjoint entre la Defence Science and Technology Organisation et l'US Air Force, appelé HIFiRE. HIFiRE étudie la technologie hypersonique et son application aux lanceurs spatiaux avancés propulsés par statoréacteur ; l'objectif est de soutenir le nouveau démonstrateur de statoréacteur Boeing X-51 tout en constituant une base solide de données de tests en vol pour le développement de lancements spatiaux à réaction rapide et d'armes hypersoniques à « frappe rapide ».

Les 22 et 23 mars 2010, des scientifiques de la défense australiens et américains ont testé avec succès une fusée hypersonique (HIFiRE). Elle a atteint une vitesse atmosphérique de « plus de 5 000 kilomètres par heure » (Mach 4) après avoir décollé du polygone d'essai de Woomera, dans l'arrière-pays de l'Australie du Sud.

Le 27 mai 2010, la NASA et l' US Air Force ont réussi à faire voler le X-51A Waverider pendant environ 200 secondes à Mach 5, établissant un nouveau record mondial de durée de vol à vitesse hypersonique. Le Waverider a volé de manière autonome avant de perdre son accélération pour une raison inconnue et de se détruire comme prévu. Le test a été déclaré réussi. Le X-51A a été transporté à bord d'un B-52 , accéléré à Mach 4,5 via un propulseur à poudre, puis a allumé le moteur à statoréacteur Pratt & Whitney Rocketdyne pour atteindre Mach 5 à 70 000 pieds (21 000 m). Cependant, un deuxième vol le 13 juin 2011 a pris fin prématurément lorsque le moteur s'est allumé brièvement à l'éthylène mais n'a pas réussi à passer à son carburant principal JP-7 , n'atteignant pas sa pleine puissance.

Le 16 novembre 2010, des scientifiques australiens de l' Université de Nouvelle-Galles du Sud à l'Académie des forces de défense australiennes ont démontré avec succès que l'écoulement à grande vitesse dans un moteur à statoréacteur naturellement non brûlant peut être allumé à l'aide d'une source laser pulsée.

Un autre essai du X-51A Waverider a échoué le 15 août 2012. La tentative de faire voler le statoréacteur pendant une période prolongée à Mach 6 a été interrompue lorsque, seulement 15 secondes après le début du vol, l'appareil X-51A a perdu le contrôle et s'est brisé, tombant dans l'océan Pacifique au nord-ouest de Los Angeles. La cause de l'échec a été imputée à une dérive de commande défectueuse.

En mai 2013, un Waverider X-51A a atteint 4 828 km/h (Mach 3,9) au cours d'un vol de trois minutes sous l'action d'un statoréacteur. Le WaveRider a été largué à 15 000 m d'altitude depuis un bombardier B-52, puis accéléré jusqu'à Mach 4,8 par un propulseur à propergol solide qui s'est ensuite séparé avant que le statoréacteur du WaveRider n'entre en action.

Le 28 août 2016, l'agence spatiale indienne ISRO a effectué avec succès un essai d'un moteur scramjet sur une fusée à deux étages à combustible solide. Deux moteurs scramjet ont été montés à l'arrière du deuxième étage d'une fusée-sonde à deux étages à combustible solide appelée Advanced Technology Vehicle (ATV), qui est la fusée-sonde avancée de l'ISRO. Les deux moteurs scramjet ont été allumés pendant le deuxième étage de la fusée lorsque l'ATV a atteint une vitesse de 7350 km/h (Mach 6) à une altitude de 20 km. Les moteurs scramjet ont été allumés pendant une durée d'environ 5 secondes.

Le 12 juin 2019, l'Inde a mené avec succès le premier essai en vol de son avion de démonstration de superstatoréacteur sans pilote développé localement pour le vol à vitesse hypersonique depuis une base de l'île Abdul Kalam dans la baie du Bengale vers 11h25. L'avion est appelé Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle . L'essai a été réalisé par l' Organisation de recherche et de développement pour la défense . L'avion constitue un élément important du programme du pays pour le développement d'un système de missile de croisière hypersonique.

Le 27 septembre 2021, la DARPA a annoncé le succès du vol de son missile de croisière à statoréacteur hypersonique Air-breathing Weapon Concept . Un autre test réussi a été effectué à la mi-mars 2022 dans le cadre de l' invasion russe de l'Ukraine . Les détails ont été gardés secrets pour éviter une escalade des tensions avec la Russie , pour être révélés par un responsable anonyme du Pentagone début avril.

Les moteurs à statoréacteur sont un type de moteur à réaction qui utilise la combustion de carburant et d'un oxydant pour produire une poussée. Comme les moteurs à réaction classiques, les avions propulsés par statoréacteur transportent le carburant à bord et obtiennent l'oxydant par l'ingestion de l'oxygène atmosphérique (contrairement aux fusées , qui transportent à la fois du carburant et un agent oxydant ). Cette exigence limite les statoréacteurs à la propulsion atmosphérique suborbitale, où la teneur en oxygène de l'air est suffisante pour maintenir la combustion.

Le statoréacteur est composé de trois éléments de base : une entrée convergente, où l'air entrant est comprimé ; une chambre de combustion, où le carburant gazeux est brûlé avec l'oxygène atmosphérique pour produire de la chaleur ; et une tuyère divergente, où l'air chauffé est accéléré pour produire une poussée . Contrairement à un moteur à réaction classique, tel qu'un turboréacteur ou un turboréacteur à double flux , un statoréacteur n'utilise pas de composants rotatifs en forme de ventilateur pour comprimer l'air ; au contraire, la vitesse réalisable de l'avion se déplaçant dans l'atmosphère provoque la compression de l'air dans l'entrée. Ainsi, aucune pièce mobile n'est nécessaire dans un statoréacteur. En comparaison, les turboréacteurs classiques nécessitent plusieurs étages de rotors de compresseur rotatifs et plusieurs étages de turbine rotatifs , qui ajoutent tous du poids, de la complexité et un plus grand nombre de points de défaillance au moteur.

En raison de la nature de leur conception, le fonctionnement des statoréacteurs est limité à des vitesses proches de l'hypersonique . Comme ils ne disposent pas de compresseurs mécaniques, les statoréacteurs nécessitent l' énergie cinétique élevée d'un flux hypersonique pour comprimer l'air entrant dans des conditions opérationnelles. Ainsi, un véhicule propulsé par statoréacteur doit être accéléré à la vitesse requise (généralement autour de Mach 4) par un autre moyen de propulsion, comme un turboréacteur ou des moteurs-fusées. Lors du vol du Boeing X-51A expérimental propulsé par statoréacteur , l'engin d'essai a été soulevé à l'altitude de vol par un Boeing B-52 Stratofortress avant d'être libéré et accéléré par une fusée détachable à près de Mach 4,5. En mai 2013, un autre vol a atteint une vitesse accrue de Mach 5,1.

Bien que les superstatoréacteurs soient simples sur le plan conceptuel, leur mise en œuvre est limitée par des défis techniques extrêmes. Le vol hypersonique dans l'atmosphère génère une traînée immense, et les températures présentes dans l'avion et dans le moteur peuvent être bien supérieures à celles de l'air environnant. Maintenir la combustion dans le flux supersonique présente des défis supplémentaires, car le carburant doit être injecté, mélangé, allumé et brûlé en quelques millisecondes. Bien que la technologie des superstatoréacteurs soit en développement depuis les années 1950, ce n'est que très récemment que les superstatoréacteurs ont réussi à réaliser un vol propulsé.

Les statoréacteurs sont conçus pour fonctionner en régime de vol hypersonique, hors de portée des turboréacteurs, et, avec les statoréacteurs, comblent l'écart entre le rendement élevé des turboréacteurs et la vitesse élevée des moteurs-fusées. Les moteurs à turbomachines , bien que très efficaces à des vitesses subsoniques, deviennent de plus en plus inefficaces à des vitesses transsoniques, car les rotors de compresseur des turboréacteurs nécessitent des vitesses subsoniques pour fonctionner. Bien que le flux des vitesses transsoniques aux vitesses supersoniques basses puisse être décéléré dans ces conditions, le faire à des vitesses supersoniques entraîne une augmentation considérable de la température et une perte de la pression totale du flux. Autour de Mach 3-4, les turbomachines ne sont plus utiles et la compression de type bélier devient la méthode préférée.

Les statoréacteurs utilisent les caractéristiques de vitesse élevée de l'air pour littéralement « propulser » l'air à travers un diffuseur d'admission dans la chambre de combustion. Aux vitesses de vol transsoniques et supersoniques, l'air en amont de l'admission ne peut pas s'écarter suffisamment rapidement et est comprimé dans le diffuseur avant d'être diffusé dans la chambre de combustion. La combustion dans un statoréacteur se déroule à des vitesses subsoniques, comme dans les turboréacteurs, mais les produits de combustion sont ensuite accélérés à travers une tuyère convergente-divergente jusqu'à des vitesses supersoniques. Comme ils ne disposent d'aucun moyen mécanique de compression, les statoréacteurs ne peuvent pas démarrer à partir d'un arrêt et n'atteignent généralement pas une compression suffisante avant le vol supersonique. L'absence de turbomachines complexes permet aux statoréacteurs de gérer l'augmentation de température associée à la décélération d'un écoulement supersonique à des vitesses subsoniques. Cependant, à mesure que la vitesse augmente, l'énergie interne de l'écoulement après le diffuseur augmente rapidement, de sorte que l'ajout relatif d'énergie dû à la combustion du carburant diminue, ce qui entraîne une diminution de l'efficacité du moteur. Cela conduit à une diminution de la poussée générée par les statoréacteurs à des vitesses plus élevées.

Ainsi, pour générer une poussée à des vitesses très élevées, l'augmentation de la pression et de la température du flux d'air entrant doit être étroitement contrôlée. En particulier, cela signifie que la décélération du flux d'air jusqu'à une vitesse subsonique ne peut pas être autorisée. Mélanger le carburant et l'air dans cette situation représente un défi technique considérable, aggravé par la nécessité de gérer étroitement la vitesse de combustion tout en maximisant l'augmentation relative de l'énergie interne dans la chambre de combustion. Par conséquent, la technologie actuelle des statoréacteurs à statoréacteurs nécessite l'utilisation de carburants à haute énergie et de systèmes de refroidissement actifs pour maintenir un fonctionnement soutenu, souvent en utilisant de l'hydrogène et des techniques de refroidissement régénératif .

Tous les moteurs à statoréacteurs sont dotés d'une admission qui comprime l'air entrant, d'injecteurs de carburant, d'une chambre de combustion et d'une tuyère de poussée divergente . Parfois, les moteurs comprennent également une zone qui agit comme un stabilisateur de flamme , bien que les températures de stagnation élevées signifient qu'une zone d'ondes focalisées peut être utilisée, plutôt qu'une pièce de moteur distincte comme on le voit dans les moteurs à turbine. D'autres moteurs utilisent des additifs de carburant pyrophoriques , tels que le silane , pour éviter l'extinction de la flamme. Un isolateur entre l'admission et la chambre de combustion est souvent inclus pour améliorer l'homogénéité du flux dans la chambre de combustion et pour étendre la plage de fonctionnement du moteur.

L'imagerie par ondes de choc réalisée par l'Université du Maryland à l'aide de l'imagerie Schlieren a permis de déterminer que le mélange de carburant contrôle la compression en créant une contre-pression et des ondes de choc qui ralentissent et compriment l'air avant l'allumage, à l'image du cône de choc d'un statoréacteur. L'imagerie a montré que plus le débit de carburant et la combustion étaient élevés, plus les ondes de choc se formaient devant la chambre de combustion, ce qui ralentissait et comprimait l'air avant l'allumage.

Un statoréacteur à statoréacteur ressemble à un statoréacteur . Dans un statoréacteur classique, le flux supersonique entrant dans le moteur est décéléré à l'entrée jusqu'à des vitesses subsoniques, puis réaccéléré à travers une tuyère jusqu'à des vitesses supersoniques pour produire une poussée. Cette décélération, qui est produite par un choc normal, crée une perte de pression totale qui limite le point de fonctionnement supérieur d'un statoréacteur.

Pour un statoréacteur, l'énergie cinétique de l'air entrant dans le statoréacteur est largement comparable à l'énergie libérée par la réaction de l'oxygène contenu dans l'air avec un carburant (par exemple l'hydrogène). Ainsi, la chaleur libérée par la combustion à Mach 2,5 est d'environ 10 % de l'enthalpie totale du fluide de travail. En fonction du carburant, l' énergie cinétique de l'air et la chaleur de combustion potentielle libérée seront égales à environ Mach 8. Ainsi, la conception d'un statoréacteur vise autant à minimiser la traînée qu'à maximiser la poussée.

Cette vitesse élevée rend le contrôle du flux dans la chambre de combustion plus difficile. Comme le flux est supersonique, aucune influence en aval ne se propage dans le flux libre de la chambre de combustion. L'étranglement de l'entrée de la tuyère de poussée n'est pas une technique de contrôle utilisable. En effet, un bloc de gaz entrant dans la chambre de combustion doit se mélanger au carburant et avoir suffisamment de temps pour s'amorcer et réagir, tout en voyageant de manière supersonique à travers la chambre de combustion, avant que le gaz brûlé ne soit détendu à travers la tuyère de poussée. Cela impose des exigences strictes en matière de pression et de température du flux, et exige que l'injection et le mélange de carburant soient extrêmement efficaces. Les pressions dynamiques utilisables se situent dans la plage de 20 à 200 kilopascals (2,9 à 29,0 psi), où

où

q est la pression dynamique du gaz

ρ ( rho ) est la densité du gaz

v est la vitesse du gaz

Pour maintenir constant le taux de combustion du carburant, la pression et la température dans le moteur doivent également être constantes. Cela est problématique car les systèmes de contrôle du flux d'air qui faciliteraient cela ne sont pas physiquement possibles dans un lanceur à statoréacteur en raison de la grande plage de vitesses et d'altitudes impliquées, ce qui signifie qu'il doit se déplacer à une altitude spécifique à sa vitesse. Comme la densité de l'air diminue à des altitudes plus élevées, un statoréacteur doit monter à une vitesse spécifique pendant qu'il accélère pour maintenir une pression d'air constante à l'admission. Ce profil optimal de montée/descente est appelé « trajectoire de pression dynamique constante ». On pense que les statoréacteurs pourraient fonctionner jusqu'à une altitude de 75 km.

L'injection et la gestion du carburant peuvent également être complexes. Une possibilité serait que le carburant soit pressurisé à 100 bars par une turbopompe, chauffé par le fuselage, envoyé à travers la turbine et accéléré à des vitesses plus élevées que l'air par une buse. L'air et le flux de carburant se croisent dans une structure en peigne, ce qui génère une grande interface. Les turbulences dues à la vitesse plus élevée du carburant entraînent un mélange supplémentaire. Les carburants complexes comme le kérosène nécessitent un moteur long pour terminer la combustion.

Le nombre de Mach minimum auquel un statoréacteur peut fonctionner est limité par le fait que le flux comprimé doit être suffisamment chaud pour brûler le carburant et avoir une pression suffisamment élevée pour que la réaction soit terminée avant que l'air ne sorte par l'arrière du moteur. De plus, pour être qualifié de statoréacteur, le flux comprimé doit toujours être supersonique après la combustion. Ici, deux limites doivent être respectées : tout d'abord, puisque lorsqu'un flux supersonique est comprimé, il ralentit, le niveau de compression doit être suffisamment faible (ou la vitesse initiale suffisamment élevée) pour ne pas ralentir le gaz en dessous de Mach 1. Si le gaz dans un statoréacteur descend en dessous de Mach 1, le moteur "s'étouffe", passant à un flux subsonique dans la chambre de combustion. Cet effet est bien connu des expérimentateurs sur les statoréacteurs, car les ondes provoquées par l'étouffement sont facilement observables. De plus, l'augmentation soudaine de la pression et de la température dans le moteur peut entraîner une accélération de la combustion, conduisant à l'explosion de la chambre de combustion.

Deuxièmement, le chauffage du gaz par combustion provoque une augmentation de la vitesse du son dans le gaz (et une diminution du nombre de Mach) même si le gaz se déplace toujours à la même vitesse. Le fait de forcer la vitesse du flux d'air dans la chambre de combustion à moins de Mach 1 de cette manière est appelé « étouffement thermique ». Il est clair qu'un statoréacteur pur peut fonctionner à des nombres de Mach de 6 à 8, mais dans la limite inférieure, cela dépend de la définition d'un statoréacteur. Il existe des conceptions de moteurs dans lesquelles un statoréacteur se transforme en statoréacteur sur la plage de Mach 3 à 6, connues sous le nom de statoréacteurs à double mode. Dans cette plage cependant, le moteur reçoit toujours une poussée importante provenant de la combustion subsonique du type statoréacteur.

Le coût élevé des essais en vol et l'indisponibilité des installations au sol ont entravé le développement des statoréacteurs. Une grande partie des travaux expérimentaux sur les statoréacteurs a été réalisée dans des installations cryogéniques, des essais à connexion directe ou des brûleurs, chacun d'entre eux simulant un aspect du fonctionnement du moteur. De plus, les installations défectueuses (avec la capacité de contrôler les impuretés de l'air ), les installations chauffées par stockage, les installations à arc et les différents types de tunnels de choc ont chacun des limitations qui ont empêché une simulation parfaite du fonctionnement des statoréacteurs. Le test en vol HyShot a montré la pertinence de la simulation 1:1 des conditions dans les tunnels de choc T4 et HEG, malgré les modèles froids et une durée de test courte. Les tests NASA -CIAM ont fourni une vérification similaire pour l'installation C-16 V/K du CIAM et le projet Hyper-X devrait fournir une vérification similaire pour le Langley AHSTF, CHSTF, et HTT de 8 pieds (2,4 m).

La dynamique des fluides numérique n'a atteint que récemment  un niveau permettant de réaliser des calculs raisonnables pour résoudre les problèmes de fonctionnement des superstatoréacteurs. La modélisation de la couche limite, le mélange turbulent, l'écoulement diphasique, la séparation des écoulements et l'aérothermodynamique des gaz réels continuent d'être des problèmes à la pointe de la CFD. De plus, la modélisation de la combustion limitée par la cinétique avec des espèces à réaction très rapide comme l'hydrogène impose de lourdes exigences en matière de ressources informatiques. Les schémas de réaction sont numériquement rigides et nécessitent des schémas de réaction réduits.

Une grande partie des expériences sur les superstatoréacteurs restent classées secrètes . Plusieurs groupes, dont l' US Navy avec le moteur SCRAM entre 1968 et 1974, et le programme Hyper-X avec le X-43A , ont revendiqué des démonstrations réussies de la technologie des superstatoréacteurs. Comme ces résultats n'ont pas été publiés ouvertement, ils restent non vérifiés et il n'existe toujours pas de méthode de conception définitive des superstatoréacteurs.

L'application finale d'un moteur à statoréacteur est susceptible d'être associée à des moteurs pouvant fonctionner en dehors de la plage de fonctionnement du statoréacteur. Les statoréacteurs à double mode combinent la combustion subsonique avec la combustion supersonique pour fonctionner à des vitesses plus basses, et les moteurs à cycle combiné basés sur une fusée (RBCC) complètent la propulsion d'une fusée traditionnelle avec un statoréacteur, ce qui permet d' ajouter un oxydant supplémentaire au flux du statoréacteur. Les RBCC offrent la possibilité d'étendre la plage de fonctionnement d'un statoréacteur à des vitesses plus élevées ou à des pressions dynamiques d'admission plus faibles que ce qui serait autrement possible.

1. N'a pas besoin de transporter d'oxygène
2. L'absence de pièces rotatives le rend plus facile à fabriquer qu'un turboréacteur
3. A une impulsion spécifique plus élevée (changement de quantité de mouvement par unité de propulseur) qu'un moteur-fusée ; pourrait fournir entre 1 000 et 4 000 secondes, tandis qu'une fusée fournit généralement environ 450 secondes ou moins.
4. Une vitesse plus élevée pourrait signifier un accès moins cher à l'espace à l'avenir
5. Tests et développement difficiles/coûteux
6. Besoins initiaux de propulsion très élevés

Contrairement à une fusée qui traverse rapidement l'atmosphère à la verticale ou à un turboréacteur ou un statoréacteur qui vole à des vitesses beaucoup plus faibles, un véhicule aérobie hypersonique vole de manière optimale sur une « trajectoire abaissée », en restant dans l'atmosphère à des vitesses hypersoniques. Comme les statoréacteurs à superstatoréacteur n'ont que des rapports poussée/poids médiocres, l'accélération serait limitée. Par conséquent, le temps passé dans l'atmosphère à vitesse supersonique serait considérable, peut-être de 15 à 30 minutes. Comme pour un véhicule spatial de rentrée , l'isolation thermique serait une tâche formidable, avec une protection requise pendant une durée plus longue que celle d'une capsule spatiale classique , mais inférieure à celle de la navette spatiale .

Les nouveaux matériaux offrent une bonne isolation à haute température, mais ils se sacrifient souvent dans le processus. Par conséquent, les études prévoient souvent un « refroidissement actif », où le liquide de refroidissement circulant dans la peau du véhicule empêche celui-ci de se désintégrer. Souvent, le liquide de refroidissement est le carburant lui-même, de la même manière que les fusées modernes utilisent leur propre carburant et leur propre oxydant comme liquide de refroidissement pour leurs moteurs. Tous les systèmes de refroidissement ajoutent du poids et de la complexité à un système de lancement. Le refroidissement des statoréacteurs de cette manière peut se traduire par une plus grande efficacité, car de la chaleur est ajoutée au carburant avant son entrée dans le moteur, mais il entraîne une complexité et un poids accrus qui pourraient finalement l'emporter sur tout gain de performances.

Les performances d'un système de lancement sont complexes et dépendent grandement de son poids. En général, les engins sont conçus pour maximiser la portée ( ), le rayon orbital ( ) ou la fraction massique de la charge utile ( ) pour un moteur et un carburant donnés. Il en résulte des compromis entre l'efficacité du moteur (poids du carburant au décollage) et la complexité du moteur (poids sec au décollage), qui peuvent être exprimés de la manière suivante :

Où :

Un statoréacteur augmente la masse du moteur par rapport à une fusée et diminue la masse du carburant . Il peut être difficile de décider si cela entraînera une augmentation (ce qui correspondrait à une augmentation de la charge utile livrée à une destination pour un poids au décollage du véhicule constant). La logique derrière les efforts qui entraînent un statoréacteur est (par exemple) que la réduction du carburant diminue la masse totale de 30 %, tandis que l'augmentation du poids du moteur ajoute 10 % à la masse totale du véhicule. Malheureusement, l'incertitude dans le calcul de toute modification de la masse ou de l'efficacité d'un véhicule est si grande que des hypothèses légèrement différentes concernant l'efficacité ou la masse du moteur peuvent fournir des arguments tout aussi valables pour ou contre les véhicules propulsés par statoréacteur.

De plus, la traînée de la nouvelle configuration doit être prise en compte. La traînée de la configuration totale peut être considérée comme la somme de la traînée du véhicule ( ) et de la traînée de l'installation du moteur ( ). La traînée de l'installation résulte traditionnellement des pylônes et du flux couplé dû au jet du moteur, et est fonction du réglage de la manette des gaz. Ainsi, elle est souvent écrite comme suit :

Où:

Pour un moteur fortement intégré au corps aérodynamique, il peut être plus pratique de considérer ( ) comme la différence de traînée par rapport à une configuration de base connue.

Le rendement global du moteur peut être représenté par une valeur comprise entre 0 et 1 ( ), en fonction de l' impulsion spécifique du moteur :

Où:

L'impulsion spécifique est souvent utilisée comme unité d'efficacité pour les fusées, car dans le cas de la fusée, il existe une relation directe entre l'impulsion spécifique, la consommation spécifique de carburant et la vitesse d'échappement. Cette relation directe n'est généralement pas présente pour les moteurs à air, et l'impulsion spécifique est donc moins utilisée dans la littérature. Notez que pour un moteur à air, et sont tous deux une fonction de la vitesse.

L'impulsion spécifique d'un moteur- fusée est indépendante de la vitesse, et les valeurs courantes se situent entre 200 et 600 secondes (450 s pour les moteurs principaux de la navette spatiale). L'impulsion spécifique d'un statoréacteur varie avec la vitesse, diminuant à des vitesses plus élevées, à partir d'environ 1200 s, bien que les valeurs dans la littérature varient.

Pour le cas simple d'un véhicule à un seul étage, la fraction massique de carburant peut être exprimée comme :

Où ceci peut être exprimé pour un transfert en orbite en une seule étape comme :

ou pour un vol atmosphérique en palier à partir d' un lancement aérien ( vol de missile ) :

Où est la portée , et le calcul peut être exprimé sous la forme de la formule de portée Breguet :

Où:

Cette formulation extrêmement simple, utilisée à des fins de discussion, suppose :

• Véhicule à un étage
• Pas de portance aérodynamique pour le transatmosphérique

Cependant, ils sont généralement vrais pour tous les moteurs.

Un statoréacteur ne peut pas produire une poussée efficace à moins d'être propulsé à grande vitesse, autour de Mach 5, bien que selon la conception, il puisse agir comme un statoréacteur à basse vitesse. Un avion à décollage horizontal aurait besoin de turboréacteurs conventionnels , de turboréacteurs ou de moteurs-fusées pour décoller, suffisamment gros pour déplacer un engin lourd. Il faudrait également du carburant pour ces moteurs, ainsi que toute la structure de montage et les systèmes de contrôle associés au moteur. Les turboréacteurs et les turboréacteurs sont lourds et ne peuvent pas facilement dépasser Mach 2-3, donc une autre méthode de propulsion serait nécessaire pour atteindre la vitesse de fonctionnement du statoréacteur. Il pourrait s'agir de statoréacteurs ou de fusées . Ceux-ci auraient également besoin de leur propre alimentation en carburant, de leur propre structure et de leurs propres systèmes. De nombreuses propositions prévoient plutôt un premier étage de propulseurs à poudre largables , ce qui simplifie grandement la conception.

Contrairement aux systèmes de propulsion à réaction ou à fusée qui peuvent être testés au sol, les tests de conception de superstatoréacteurs utilisent des chambres d'essai hypersoniques extrêmement coûteuses ou des lanceurs coûteux, tous deux entraînant des coûts d'instrumentation élevés. Les tests utilisant des lanceurs d'essai se terminent très généralement par la destruction de l'objet testé et de l'instrumentation.

Un des avantages d'un véhicule hypersonique à air comprimé (généralement un statoréacteur) comme le X-30 est d'éviter ou du moins de réduire le besoin de transporter du comburant. Par exemple, le réservoir externe de la navette spatiale contenait 616 432,2 kg d' oxygène liquide (LOX) et 103 000 kg d' hydrogène liquide (LH2 ₎ tout en ayant un poids à vide de 30 000 kg. Le poids brut de l'orbiteur était de 109 000 kg avec une charge utile maximale d'environ 25 000 kg et pour faire décoller l'ensemble de la rampe de lancement, la navette utilisait deux propulseurs à poudre très puissants d'un poids de 590 000 kg chacun. Si l'oxygène pouvait être éliminé, le véhicule pourrait être plus léger au décollage et éventuellement transporter plus de charge utile.

En revanche, les statoréacteurs passent plus de temps dans l'atmosphère et nécessitent plus d'hydrogène pour faire face à la traînée aérodynamique. Alors que l'oxygène liquide est un fluide assez dense (1141 kg/m ³ ), l'hydrogène liquide a une densité beaucoup plus faible (70,85 kg/m ³ ) et occupe plus de volume. Cela signifie que le véhicule utilisant ce carburant devient beaucoup plus gros et produit plus de traînée. D'autres carburants ont une densité plus comparable, comme le RP-1 (810 kg/m ³ ), le JP-7 (densité à 15 °C 779–806 kg/m ³ ) et la diméthylhydrazine asymétrique (UDMH) (793,00 kg/m ³ ).

L'un des problèmes est que les moteurs à statoréacteur sont censés avoir un rapport poussée/poids exceptionnellement faible d'environ 2, lorsqu'ils sont installés dans un lanceur. Une fusée a l'avantage que ses moteurs ont des rapports poussée/poids très élevés (~100:1), tandis que le réservoir destiné à contenir l'oxygène liquide approche également un rapport volumique d'environ 100:1. Ainsi, une fusée peut atteindre une fraction de masse très élevée , ce qui améliore les performances. En revanche, le rapport poussée/poids projeté des moteurs à statoréacteur d'environ 2 signifie qu'un pourcentage beaucoup plus important de la masse au décollage est le moteur (ignorant que cette fraction augmente de toute façon d'un facteur d'environ quatre en raison de l'absence d'oxydant embarqué). De plus, la poussée plus faible du véhicule n'évite pas nécessairement le besoin de turbopompes hautes performances coûteuses, encombrantes et sujettes aux pannes que l'on trouve dans les moteurs-fusées à carburant liquide conventionnels, car la plupart des conceptions de statoréacteurs semblent incapables d'atteindre des vitesses orbitales en mode aérobie, et donc des moteurs-fusées supplémentaires sont nécessaires.

Les statoréacteurs pourraient être capables d'accélérer d'environ Mach 5-7 jusqu'à environ la moitié de la vitesse orbitale et la vitesse orbitale (les recherches sur le X-30 ont suggéré que Mach 17 pourrait être la limite par rapport à une vitesse orbitale de Mach 25, et d'autres études ont placé la limite de vitesse supérieure pour un statoréacteur pur entre Mach 10 et 25, selon les hypothèses faites). En général, un autre système de propulsion (très généralement, une fusée est proposée) devrait être nécessaire pour l'accélération finale en orbite. Étant donné que le delta-V est modéré et que la fraction de charge utile des statoréacteurs est élevée, des fusées à faible performance telles que des propulseurs solides, hypergoliques ou de simples propulseurs à carburant liquide pourraient être acceptables.

Les projections théoriques placent la vitesse maximale d'un statoréacteur à statoréacteur entre Mach 12 (14 000 km/h ; 8 400 mph) et Mach 24 (25 000 km/h ; 16 000 mph). À titre de comparaison, la vitesse orbitale à 200 kilomètres (120 mi) en orbite basse terrestre est de 7,79 kilomètres par seconde (28 000 km/h ; 17 400 mph).

Le dessous résistant à la chaleur du statoréacteur peut également servir de système de rentrée dans l'atmosphère si l'on envisage un véhicule à un étage utilisant un refroidissement non ablatif et non actif. Si un blindage ablatif est utilisé sur le moteur, il ne sera probablement pas utilisable après la montée en orbite. Si un refroidissement actif est utilisé avec le carburant comme liquide de refroidissement, la perte de tout le carburant pendant la mise en orbite entraînera également la perte de tout refroidissement du système de protection thermique.

La réduction de la quantité de carburant et d'oxydant n'améliore pas nécessairement les coûts, car les propulseurs de fusée sont comparativement très bon marché. En fait, le coût unitaire du véhicule peut être bien plus élevé, car le coût du matériel aérospatial est environ deux ordres de grandeur plus élevé que celui de l'oxygène liquide, du carburant et du réservoir, et le matériel du statoréacteur semble être beaucoup plus lourd que celui des fusées pour une charge utile donnée. Pourtant, si les statoréacteurs permettent de réutiliser des véhicules, cela pourrait théoriquement constituer un avantage en termes de coût. On ne sait pas si l'équipement soumis aux conditions extrêmes d'un statoréacteur peut être réutilisé suffisamment de fois ; tous les essais de statoréacteurs effectués ne survivent que pendant de courtes périodes et n'ont jamais été conçus pour survivre à un vol à ce jour. Le coût final d'un tel véhicule fait l'objet d'un débat intense car même les meilleures estimations ne s'accordent pas sur le fait qu'un véhicule à statoréacteur soit avantageux. Il est probable qu'un véhicule à statoréacteur devrait soulever plus de charge qu'une fusée de même poids au décollage pour être aussi rentable (si le statoréacteur est un véhicule non réutilisable).

Les lanceurs spatiaux peuvent bénéficier ou non d'un étage de statoréacteur. Un étage de statoréacteur d'un lanceur fournit théoriquement une impulsion spécifique de 1000 à 4000 s alors qu'une fusée fournit moins de 450 s dans l'atmosphère. Cependant, l'impulsion spécifique d'un statoréacteur diminue rapidement avec la vitesse et le véhicule souffrirait d'un rapport portance/traînée relativement faible .

Le rapport poussée/poids installé des statoréacteurs est très défavorable par rapport aux 50-100 d'un moteur-fusée classique. Cela est compensé dans les statoréacteurs en partie parce que le poids du véhicule serait porté par la portance aérodynamique plutôt que par la puissance pure de la fusée (ce qui réduirait les « de gravité » , mais statoréacteurs mettraient beaucoup plus de temps à atteindre l'orbite en raison d'une poussée plus faible qui compense grandement cet avantage. Le poids au décollage d'un statoréacteur est considérablement réduit par rapport à celui d'une fusée, en raison de l'absence d'oxydant embarqué, mais il est augmenté par les exigences structurelles des moteurs plus gros et plus lourds.

La question de savoir si ce véhicule pourrait être réutilisable ou non fait encore l’objet de débats et de recherches.

Un avion utilisant ce type de réacteur pourrait réduire considérablement le temps nécessaire pour voyager d'un endroit à un autre, ce qui permettrait de se rendre n'importe où sur Terre en 90 minutes de vol. Cependant, on se demande si un tel véhicule pourrait transporter suffisamment de carburant pour effectuer des trajets d'une longueur utile. En outre, certains pays interdisent ou pénalisent les avions de ligne et autres aéronefs civils qui créent des bangs soniques . (Par exemple, aux États-Unis, les réglementations de la FAA interdisent les vols supersoniques au-dessus de la terre par des aéronefs civils. )

Il a été proposé de créer un véhicule à réaction à statoréacteur à un seul étage pour attacher le véhicule, où une attache orbitale tournant à Mach 12 récupérerait une charge utile d'un véhicule à environ 100 km et la transporterait en orbite.