ラムジェットエンジン(Ramjet engine)は、ジェットエンジンの一種であり、一般には吸入した空気をラム圧(ram)により圧縮し、そこに燃料を噴射して燃焼させた排気の反動で推進力を得る。その構造より、英語ではストーブパイプエンジンとも呼ばれる。ターボジェットエンジンより構造が簡易・軽量になる利点がある。一般に、ジェットエンジンが十分な出力を得るためには吸入した空気を圧縮する必要がある。このため通常のジェットエンジンでは、燃焼室より前段に圧縮機が備わっている。ところがこのジェットエンジンが航空機に搭載されていてある程度高速になった状況では、ラム圧のみによっても流入空気が十分に圧縮される。この圧縮のみ利用するものがラムジェットエンジンである。運転のためには高速の気流が必要であることから、ラムジェットエンジンはマッハ3から5程度の領域に適しているとされる。このラムジェットエンジンが有利となる背景には、ターボジェットエンジンでタービン出力や推力がこの速度において下がって行くことも関係している。高速でのラム圧を利用して吸気と圧縮を行なう性質上、ラムジェットエンジンは単体では静止状態から始動できず、その始動には少なくともマッハ0.5程度の初速が必要である。そのような初速は、ラムジェットエンジンを搭載する航空機にブースターなどを併用することにより与えられる。ラムジェットは、ときに外燃機関であるとも誤解されるものの、速度型の内燃機関である。一般的なラムジェットは機関内部で燃焼を行い高温の燃焼ガスを噴射して推力を得るためである。例外として原子力ラムジェットは外燃機関である。ラムジェットエンジン前段部には、可動式のスパイクが設けられている。高速空気流は、スパイクおよびインレットに挟まれる狭い空間へ導かれることにより圧縮される。この際、スパイクは衝撃波を発生させ、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焼の噴射と燃料の燃焼による温度上昇との双方の作用のために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（燃焼ガス）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、スパイクコーンがその底部に受け止めるために推力が生じるのである。なおガス流は排気口へ向かって流れており、逆流は通常は発生しない。もしなんらかの原因で動作中のラムジェットエンジンのラム圧が急激に低下した場合には逆流を生じる。圧縮機を駆動する必要がないため、タービンはない。（通常のターボジェットエンジンでは圧縮機が燃焼ガス圧を受け止めることで推力の大部分を発生する）また、排気口形式と動作条件によっては排気口でも前向きの力（推力）が発生する。ラムジェットエンジンは1913年にフランスで考案された。ただし、このときのものは、パルスジェットに近いものであった。その後もソ連やドイツで開発が進められてきたが、本格的な実用化研究が開始されたのは第二次世界大戦後のことである。1949年にフランスでラムジェットエンジン搭載機であるレドゥク 010が飛行している。レドゥク 010は初速は母機により与えられた。1955年にはターボ・ラムジェットエンジンのノール 1500 グリフォンが初飛行した。1950年にはYH32 ホーネットというラムジェット駆動のヘリコプターが試作されている。これはローター端にラムジェットを設置して回転させるというもので、ローター回転によるトルクが発生せずテールローターが不要というメリットがあったが、航続距離や隠密性の問題から実用性が低かったため導入には至らなかった。戦後に萱場製作所が試作したラムジェット回転翼装備の機体は、セスナ 170系の胴体と客席、エンジン、プロペラに回転翼ユニットを取り付けたものであり、ヘリコプターとは分類されない。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。ラムジェットエンジンのみでは起動しないため単体で用いられた実用航空機は存在せず、高速時にラムジェット出力が大きいプラット・アンド・ホイットニー J58を用いたSR-71偵察機もターボジェット統合型ラムジェットエンジン装備機体ではない。ラムジェットは各種ミサイルの推進機関として応用されている。ラムジェットが動作するまでの加速用ブースターに固体燃料ロケットを使用しており、ブースター用の固体燃料ロケットが燃え尽きた後に生じる空洞（ダクト）をラムジェット用の燃焼室とジェットノズルとして利用するものを、固体ロケット統合型ラムジェットエンジンや固体ロケット・ラムジェット統合推進システム(Integrated Rocket Ramjet、IRR)などと表記する。ブースターを分離するものは統合型ではなく、多段型である。例を挙げると、アメリカのボマーク地対空ミサイル、タロス艦対空ミサイル、イギリスのシーダート、旧ソ連の2K11クルーグは多段型、フランスのASMP、ASMP-A、旧ソ連、ロシアの2K12クブ、P-270モスキート、P-800オーニクス、Kh-31、それに航空自衛隊のXASM-3に搭載が予定されているものは統合型である。インテグラル・ロケット・ラムジェットは加速後の巡航用に液体燃料を使うラムジェットであるが、それとは違って加速用にも、巡航用にも固体燃料を使うラムジェット飛翔体がダクテッドロケットである。加速時には通常の固体ロケットエンジンと同様に固体燃料だけで飛び、燃えがらを二次燃焼室に使う。巡航時には固体燃料を一次燃焼室で不完全燃焼させ、この可燃ガスを二次燃焼室でエアインテークからのラム圧縮空気と混合し再燃焼により完全燃焼させて推進力を得るものを空気取り入れ口付きロケット(ダクテッドロケット)という。酸化剤の所要搭載量を減らせるため、単なるロケットエンジンよりも重量軽減や航続距離増大が望める。液体燃料を使うラムジェットと比較して燃料流量を制御することが難しかったが、一次燃焼室の圧力を制御してガス発生量を制御できるようになり、飛行高度と速度の変化に対応できるようになった。欧州MBDAのミーティアやロシアヴィーンペルのK-77MEなどの空対空ミサイルで採用されている。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・タービンをも装備し、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。なお、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。しかし、同エンジンは高速飛行時に得られるラム圧を考慮して設計されてはいるものの、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 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。ラムジェットエンジンより、より高速向きのエンジンとしてスクラムジェットエンジンがある。ラムジェットエンジンは亜音速燃焼であるが、スクラムジェットエンジンは超音速燃焼である点が異なる。マッハ5以上においては、空気流の亜音速減速が困難となるため、その速度域に向けての開発が進められている。

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