Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) − реактивный двигатель, в котором при сжигании жидкого или твёрдого горючего в качестве окислителя используется кислород, содержащийся в воздухе. По способу сжатия воздуха, поступающего в камеру сгорания, ВРД делятся на бескомпрессорные, в которых сжатие происходит только в воздухосборнике − за счёт кинетической энергии набегающего воздушного потока (прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели), и компрессорные, в которых кроме того, используется компрессор (турбореактивные двигатели). К ВРД относятся также некоторые комбинированные двигатели, например турбопрямоточные двигатели.

Мотокомпрессорный ВРД – двигатель, у которого для привода компрессора используется поршневой двигатель. Воздух входит через специальное отверстие в передней части фюзеляжа в трубу переменного сечения, где поджимается компрессором, который получает вращение от расположенного позади звездообразного поршневого авиамотора. Затем поток сжатого воздуха омывает этот поршневой мотор воздушного охлаждения и несколько нагревается. Перед поступлением в камеру сгорания воздух смешивается с выхлопными газами от этого мотора. В камере сгорания, куда впрыскивается топливо, в результате его сжигания температура воздуха повышается еще больше. Газовоздушная смесь, вытекающая из сопла в хвостовой части фюзеляжа, создает реактивную тягу этой силовой установки. Площадь выходного сечения реактивного сопла регулируется посредством конуса, способного перемещаться вдоль оси сопла.

Прообразом крылатых ракет являются автоматически управляемые беспилотные крылатые летательные аппараты с винтомоторной группой, идея создания которых впервые зародилась в конце 1909 г. одновременно в США и Германии. Эта идея основывалась на изобретении радио, развитии торпедного оружия, начальных экспериментах по его радиоуправлению и первых результатах практического применения самолета. Идея же создания крылатых ракет была выдвинута впервые французским инженером Рене Лореном. Он сначала в 1908 г. предложил конструкцию мотокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя, а в 1910-1911 гг. на основе этого двигателя разработал первый в мире проект крылатой ракеты.  Дальнейшее развитие идея крылатой ракеты получила в начале первой мировой войны в работах Рене Лорена и французской фирмы «Леблан». Они опирались на перечисленные выше достижения и теоретические работы в области реактивных двигателей.

Характерные размеры, веса двигателя и расходы рабочего тела через такой двигатель малы, и традиционные, общепринятые в настоящий момент, объемные винтовые двухтактные ДВС не позволяют обеспечить потребных тяг и энергообеспечения борта для требуемых в настоящий момент условий их применения. Это высота полета до 4 тысяч метров, требующая наддува двухтактных двигателей, который невозможно эффективно обеспечить без дополнительного отсечного клапана. Продувка без клапана существенно снижает экономичность двигателя и как следствие время и дальность полета. Существующая схема использования винта как движителя сказывается на ухудшении управляемости аппарата из-за возникающего вращающего реактивного момента.
В работе проведено теоретическое исследование возможности наддува малоразмерного двухтактного ДВС, приводимым им центробежным компрессором. Избыточная продувочная смесь, охлаждающая газодинамический тракт и дожигаемая в реактивной камере сжигается совместно с продуктами сгорания выхлопа ДВС. Тем самым, создавая результирующую тягу силовой установки. Рассмотрен вопрос пульсирующей струи на эжекторный увеличитель тяги понижающей Т выхлопа. Мощность серийного ДВС при увеличении коэффициента продувки и содержания горючего в топливе составила с 2.3 л.с. до 2.7 л.с. что повлекло за собой увеличение удельного расхода с 0.2*10^-6 до 0.234*10^-6 кг/(Вт*сек). Тяга силовой установки без включенной форсажной камеры составляет 2кгс, с включенной камерой 3.7кгс. При подключении эжекторного увеличителя тяги максимальная тяга установки достигает 6кгс. Во время полета на высоте до 4 тыс. метров ДВС будет работать в условиях, создаваемых ему компрессором, мощность его составит 2.7л.с., а удельный расход 0.24*10^-6 кг/(Вт*сек). Суммарная тяга силовой установки упадет с 6 кгс до 4.67кгс с включенной камерой и с 2кгс до 1.5 кгс с выключенной. Удельный расход горючего форсажной камеры составит 0.17*10^-4 кг/(кгс*сек).