A tecnologia da propulsão hipersônica aspirada com combustão supersônica (tecnologia scramjet) tem alto potencial para ser empregada como estágio intermediário na propulsão de veículos aeroespaciais. Na medida que utilizam o ar atmosférico como fluido de trabalho e fonte do oxigênio, não precisam armazenar o oxidante como carga interna, o que resulta em veículos mais leves e econômicos. Um veículo aeroespacial que voa em velocidade hipersônica usando a tecnologia scramjet, requer um sistema altamente integrado, sem partes móveis, onde o sistema de propulsão e o veículo são indistinguíveis. A entrada de ar do scramjet contribui para a compressão do ar atmosférico, até condições necessárias para a combustão supersônica na câmara de combustão, enquanto a saída dos produtos da combustão do scramjet contribui para a expansão dos gases e geração de empuxo. O presente trabalho trata-se de um projeto analítico teórico (abordagem de engenharia) de um demonstrador da tecnologia scramjet idealizado para integrar um veículo acelerador hipersônico de três estágios, associado aos motores foguetes nacionais S30 e S31, e configurado para demonstrar a combustão supersônica na altitude de 30 km numa velocidade de 2051 m/s (correspondente ao número de Mach 6,8) consumindo combustível hidrogênio. Empregou-se metodologia unidimensional analítica, onde foram aplicadas rotinas de cálculo com as principais teorias que descrevem os processos fluidodinâmicos e termodinâmicos das seções de compressão, combustão e expansão do motor. O trabalho propôs projetar os principais componentes do scramjet utilizando critérios e otimizações objetivando vantagens operacionais. Determinou-se que três rampas planas de compressão, otimizadas pelo método da máxima pressão de recuperação, compusessem a seção de compressão externa do veículo. Objetivou-se obter um sistema de compressão capaz de comprimir o escoamento de ar até o nível de temperatura suficientemente elevada para autoignitar, na câmara de combustão, o combustível injetado (hidrogênio). Na seção de expansão, investigou-se uma configuração do ângulo de expansão capaz de produzir pressão no bordo de fuga do veículo, quando queimando hidrogênio, igual ao do escoamento não perturbado na altitude de projeto de 30 km (1197 Pa), conforme o ciclo aberto de Brayton. Como forma de avaliação global do comportamento do scramjet projetado, as propriedades termodinâmicas e velocidade de uma linha de corrente que passa pelo bordo de ataque até o bordo de fuga do veículo foram avaliadas e o empuxo não instalado calculado como parâmetro de performance. Na seção de combustão, duas abordagens foram avaliadas: a primeira desconsiderou a injeção de combustível na câmara de combustão (power-off), resultando numa configuração incapaz de produzir empuxo positivo, sendo previsto a desaceleração gradual ao veículo. Na segunda abordagem foi considerado a injeção de hidrogênio em velocidade sônica dentro da câmara de combustão (power-on), o que resultou na queima espontânea do combustível e adição de energia ao sistema. Para este caso, os resultados analíticos indicaram empuxo positivo, corroborando para afirmar que o motor scramjet tem a capacidade de gerar propulsão ao veículo projetado. Para uma análise mais realística, foram considerados os efeitos viscosos do escoamento. Foi estimada a espessura da camada limite do bordo de ataque ao bordo de fuga do veículo e proposto um conjunto de modificações no projeto objetivando acomoda-la como, por exemplo, o reposicionamento da carenagem, o redimensionamento dos ângulos das rampas de compressão e o aumento da altura da câmara de combustão. A presença da camada limite modificou o comportamento dos níveis das propriedades termodinâmicas do escoamento, representando vantagem para garantir a autoignição do combustível na câmara de combustão. Entretanto, reduziu a capacidade propulsiva do veículo ao diminuir a velocidade do escoamento no bordo de fuga do veículo.