ラムジェットエンジン前段部には、ショックコーンが設けられており、超音速気流はスパイクおよびインレットの間隙を通過する過程で圧縮される。この時、スパイクは衝撃波を発生させることで超音速空気流を亜音速まで減速させる役割も果たす。圧縮はほぼ等エントロピー過程となり、非常に高い動圧が静圧へと変換される。燃焼室では、亜音速空気流中への燃料噴射によって燃焼が行われ、温度が上昇しガス体積が増大する。なお、燃焼室内では圧力の上昇はみられない（この点は、通常のターボジェットエンジンの燃焼室と同様である）。体積が増大したガスは、燃焼室からみて進行方向側にスパイクコーンと高いラム圧が存在するために、排気口に向かって噴出する。その噴出による反動を、スパイクコーン底部が受け止めるために推力が生じる。なおガス流は排気口へ向かって流れており、通常逆流は発生しないものの、ラム圧が急激に低下した場合には逆流を生じうる。圧縮機がないため、タービンもない。
ラムジェットは各種ミサイルの推進機関という形で実用化されており、そのほとんどがラムジェットが動作する速度域までのブースターに固体燃料ロケットを使用している。ラムジェットを使用する利点としては、タービンやコンプレッサーがないために構造が単純化し信頼性が向上すると同時に、使い捨てであるミサイルが低コスト化し、配備性が向上するといった点が挙げられる。
歴史.
萱場製作所による試作機はレシプロエンジン推進力による滑走と相対風による回転翼の回転を得て離陸し、飛行中に空中静止を行いたい場合、ラムジェットに燃料を流して点火、以後回転翼は自力回転した。燃料を節約したければ再び前進速度を得た後にラムジェットは停止し、オートジャイロとして飛行継続から着陸が可能だった。ラムジェット駆動のままヘリコプターに近い飛行状態で着陸も可能だったものと推測される。しかしながら、オートジャイロはほとんど地上滑走を伴わない着陸も可能であることから、実用上の利益はほとんどない。
インテグラル・ロケット・ラムジェット.
外部ブースターを使用するものは統合型ではなく多段型として分類され、使用済みブースター本体はエンジンから切り離される。
採用例.
インテグラル式
多段式
現在のところ、上記のコンセプトに基づいて製作された実用エンジンは存在しない。
スクラムジェットエンジン.
類似品.