ラムジェットエンジン
低速時と高速時の双方に対応したエンジンとして、ターボ・ラムジェットエンジンが考案されている。これは、ラムジェットエンジンの要素に加えて圧縮機・タービンを装備し、低速時と高速時の空気流入経路を変更することにより、低速時はターボジェットエンジン、高速時はラムジェットエンジンとして作動するものである。流入空気を圧縮機を経由させてターボジェットとして機能させるか、圧縮機をバイパスしてラムジェットとして機能させるかは、バイパスフラップとよぶ機構により飛行速度に応じ制御する。ターボジェットの外周部にラムジェットの機能を付加する形式ともいえ、高バイパス比ターボジェット(high-bypass-ratio turbojet)とも呼ばれる。
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。
誤解により、SR-71とその原型機(A-12やYF-12)に搭載されたプラット・アンド・ホイットニー J58シリーズがターボラムジェットであるとする記述がしばしば見られるが、高速飛行時に得られるラム圧を考慮してバイパス等が設計されてはいるものの、それを利用して燃焼を行うものではないためターボラムジェットではない。
また、こちらも誤解により、ターボ・ラムジェット機としてしばしばMiG-25が挙げられることがあるが、同機のエンジンは 3000 km/h の高速飛行時に得られるラム圧を考慮し圧縮機の圧縮比を低く抑えてあるだけに過ぎず、ラムジェットとしてのエンジン動作は行っていない。
ブースターとなる固体燃料をラムジェットエンジン内部(燃焼室とノズル)に充填し燃焼させ、燃え尽きた後に生じる空間(ダクト)をラムジェットの燃焼室とジェットノズルとして使用するものを、固体ロケット・ラムジェット統合推進システムまたはインテグラル・ロケット・ラムジェット(Integral Rocket Ramjet、IRR)という。これはミサイルを固体ロケットブースターがラムジェットの動作可能速度まで加速させた後、固体燃料が焼失した後のロケット部分がラムジェットの燃焼室となる複合推進方式で、ロケットの加速性とジェットエンジンの燃費性を足し合わせたものとなっている。
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。多段型は統合型に対して構造が単純であるが、ペイロードとの比として全体の質量や容積が大きくなるという特徴がある。