浅蓝色为缺氧的固体火箭燃料，绿色为固体助推火箭，燃烧完毕后，腾出空间，作为冲压燃烧室
值得指出的是，这种引射火箭技术更加适合液体火箭。液体火箭与固体火箭相比，最大的好处是燃料和氧化剂可以分别储存，分别输往燃烧室，只有在燃烧前才混合。固体火箭的燃料和氧化剂是固化在一起，出厂后就没法改变了。液体火箭不仅可以实时控制燃料和氧化剂的流量，控制推力，多次点火，还可实时改变两者的比例，在作为燃气发生器的贫氧燃烧和作为火箭推力的富氧燃烧之间平滑过渡。这对大气层内的吸气动力到大气层外的火箭动力之间的平滑转换是极端有利的条件。
液体引射火箭-冲压示意图，从上到下为：引射喷气模式、亚燃冲压模式、超燃冲压模式、火箭模式
更加精细一点，可以有引射喷气模式、亚燃冲压模式、超燃冲压模式、火箭模式。
在引射喷气模式时，这相当于用引射火箭代替涡轮机械的加力涡喷，引射火箭直接产生高温高速燃气，在喷入进气道时，将空气引射进来，在扩张中达到超音速，然后通过内激波（上下壁面之间的交叉线）减速到亚音速（M<1），然后在喉道喷注燃料燃烧，产生喷气动力。与加力涡扇或者加力涡喷相比，引射喷气机械结构简单得多，完全省却了风扇、压气机、涡轮，但油耗更高，不过比火箭动力还是低多了。这个模式在理论上可以从静止一直使用到M3。
在M3左右，转入亚燃冲压模式，这时引射火箭关闭，进气动压在进气道内形成足够压力，内激波再次起到减速作用，进气与在尾部注入的燃料依然在亚音速（M<1）条件下混合燃烧，形成喷气推力。
在M5左右，转入超燃冲压模式，进气道内全程超音速，燃料改由引射火箭位置注入，在进气道内混合燃烧，形成喷气推力。
上述都是在大气层内的，所以都用进气。飞出大气层后，就不再有进气了，转入纯火箭模式。这时，引射火箭本身成为主火箭发动机，直接燃烧，产生喷气推力。
这样的模式转换是由不同发动机的热力学特性决定的。
热力学特性决定了不同发动机适用于不同的速度范围
在M2-3以下，涡轮发动机（涡喷、涡扇）的效率最高。由于压气机必须在亚音速工作，实际压气机的进气速度在M0.5-0.6，超音速飞机必须在进气道内将来流减速，然后再进入核心发动机，燃烧做功，再通过收敛-扩散喷管加速，形成超音速推力。这个减速-加速过程形成可观的阻力。高于M3以后，阻力急剧增加，再增加推力也不可能得到更高速度了。
亚燃冲压的燃烧依然是亚音速的，所以依然需要将进气减速，但可以减到高亚音速，阻力比涡轮发动机小，不过到M6以上又回到减速-加速的阻力问题上了。另外，冲压发动机不能在M2以下稳定工作，必须用涡轮发动机或者助推火箭加速到工作速度后才能启动。
超燃冲压的燃烧是在超音速条件下进行，阻力更小，但启动速度就在M5以上，理论上可以一直工作到M20以上，但现在连稳定启动、长时间工作都是前沿中的前沿，M10以上的超燃冲压只是理论上的可能性。
火箭可以在任何速度下工作，没有空气都能工作，推进效率最低，但在大气层外是唯一选择。这实际上就是以火箭为基础的组合循环发动机（RBCC），可以在全速度范围内工作，在M3以下效率大大低于涡轮发动机，但高于火箭发动机。
以涡轮发动机为基础的组合循环发动机（TBCC）在M3以下的效率与涡轮发动机相同，理论上热效率比TBCC高得多，但机械复杂，重量大，进气道要兼顾涡轮发动机和亚燃/超燃冲压尤其困难。RBCC和TBCC在转入亚燃冲压和超燃冲压后是相当的。上图中RBCC在M12之后必须转入火箭模式而TBCC可以到M15，原因不明。上下两条曲线则分别代表氢燃料和碳氢燃料，氢燃料的推进效率（比冲）更高。
TBCC更先进，但RBCC更简单，更现实。从RBCC入手，尽早实现高超音速飞行，这具有极大的军民用意义。军用上，高超音速轰炸机可能在很长时间里都不现实，因为高超音速条件下，根本不可能打开舱门，炸弹也丢不出去。高超音速客机更不现实。最大的应用可能还是天地往返飞行器。
天地往返飞行器在理论上可以从跑道起飞，单级入轨，然后再入，跑道降落
天地往返飞行器有单级入轨（SSTO）和两级入轨（TSTO）。单级入轨就像坐飞机一样，从起飞到入轨到再入到着陆，都是同一个飞行器，沿途不分离、抛弃任何东西。这是终极目标，但实现难度太大。两级入轨用运载级起飞，在高空加速到高超音速，然后分离，较小的入轨级启动自己的发动机飞出大气层、入轨和返回，最后滑翔着陆或者动力着陆。
TBCC适合用于两级入轨的运载级，一般不用于入轨级。TBCC用于单级入轨的话，需要更复杂的结合火箭动力的TRBCC。RBCC则可用于单级入轨，但也可用于两级入轨，包括运载级和入轨级。用于运载级的时候，RBCC可以从静止一直加速到高超音速；用于入轨级时，则可用火箭动力开始，到再入后转换为RBCC，用于大气层内从高超音速一直到着陆的全过程机动飞行。
