Последующие летные испытания проводились на втором и третьем опытных самолетах "БИ", отличавшихся от первого только наличием лыжного шасси. Одновременно было принято решение начать постройку небольшой серии самолетов "БИ-ВС" и провести их войсковые испытания. От опытных самолетов "БИ-ВС" отличались вооружением: в дополнение к двум пушкам под фюзеляжем по продольной оси самолета перед кабиной летчика устанавливалась бомбовая кассета, закрытая обтекателем. В кассете размещалось десять мелких бомб массой по 2,5 кг. Эти бомбы намеревались сбрасывать над бомбардировщиками, идущими в боевом строю, и поражать их ударной волной и осколками.

Второй полет опытного самолета "БИ" состоялся 10 января 1943 г. За короткий срок на нем были выполнены четыре полета: три из них летчиком Г.Я. Бахчиванджи и один летчиком-испытателем К.А. Груздевым. В этих полетах были зафиксированы наивысшие летные показатели самолета "БИ" - максимальная скорость 675 км/ч, вертикальная скороподъемность 82 м/с, высота полета 4000 м, время полета 6 мин 22 с, продолжительность работы двигателя 84 с.

Шестой и седьмой полеты выполнялись Г.Я. Бахчиванджи на третьем опытном самолете. Задание летчику на седьмой полет, состоявшийся 27 марта 1943 г., предусматривало доведение скорости горизонтального полета самолета до 750…800 км/ч по прибору на высоте 2000 м. По наблюдениям с земли, седьмой полет вплоть до конца работы двигателя на 78-й секунде протекал нормально, но после окончания работы двигателя самолет, находившийся в горизонтальном полете, опустил нос, вошел в пикирование и под углом около 50° ударился о землю. Планер "БИ" изготавливался в основном из дерева, поэтому тут же возник пожар и все, что могло хоть в какой-то мере объяснить причину трагедии, исчезло в огне.

Комиссия, которая расследовала обстоятельства катастрофы, не смогла установить подлинные причины перехода в пикирование самолета "БИ", но в заключении аварийного акта отмечала, что явления, происходящие при скоростях полета порядка 800…1000 км/ч, в то время были совершенно не изученными. По мнению комиссии, на этих скоростях могли появиться новые факторы, влияющие на управляемость, устойчивость и нагрузки на органы управления. Что это за факторы - комиссия не уточнила. Позднее, уже после изучения опыта испытаний и боевого применения самолета Ме 262, получила широкое распространение версия о затягивании самолета в пикирование, которое, якобы, Бахчиванджи не смог преодолеть. Однако Л.С. Душкин считал такое объяснение не имеющим отношения к делу. Самолет перешел в резкое пикирование после окончания работы ЖРД, при этом скорость должна резко уменьшиться, а волновые явления ослабнуть. Душкин полагал, что истинной причиной трагедии могла стать внешне незначительная деталь: непосредственно перед полетом на "БИ" впервые смонтировали стрелковый прицел. При резком прекращении работы ЖРД на летчика (как и пассажиров в вагоне метро или автобуса при торможении) воздействует значительная отрицательная перегрузка. Расстояние от лица пилота до прицела составляло несколько сантиметров, и если в результате толчка при остановке двигателя летчик ударится о прицел, то вряд ли сможет быстро прийти в себя…

После гибели Г.Я. Бахчиванджи недостроенные самолеты "БИ-ВС" решили законсервировать, а затем их пустили на слом. Однако работы по этой теме продолжались еще некоторое время. С целью изучения возможности увеличения продолжительности полета ракетного истребителя-перехватчика типа "БИ" в 1943-1944 гг. рассматривалась модификация этого самолета с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах крыла, повторявшая схему самолета "302". Ее исследовали в аэродинамической трубе ЦАГИ, но дальнейшего развития она не получила. В январе 1945 г. на самолете "БИ" с лыжным шасси и с двигателем РД-1 конструкции А.М. Исаева, являвшимся развитием двигателя Д-1А-1100, летчик Б.Н. Кудрин выполнил два полета. В одном из них при взлетной массе самолета 1800 кг и скорости 587 км/ч вертикальная скорость "БИ" у земли составила 87 м/с. Однако затем работы над самолетом прекратили. Всего для проведения различных испытаний было построено девять самолетов "БИ", способных подниматься в воздух (для остальных отсутствовали двигатели и некоторые другие агрегаты).

Создание экспериментального истребителя "БИ" и его первые успешные полеты стали важнейшими этапными достижениями отечественного авиастроения по реактивной тематике. Следует признать, что все другие результаты были более скромными. Так, в 1942 г. академик С.А. Чаплыгин в своем письме наркому А.И. Шахурину предлагал считать одной из основных задач ЦАГИ создание самолета с реактивными двигателями. Идею одобрили, и в ЦАГИ был организован реактивный отдел. Однако он занялся, главным образом, проведением научных исследований, а не созданием реальной машины. В отделе разрабатывались методы расчета и компоновки реактивных самолетов, выявлялись и решались проблемы силовых установок, аэродинамики, устойчивости и управляемости, прочности и аэроупругости при больших скоростях, определялись программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. Весьма важно, что при изучении проблемных вопросов, связанных с реактивной техникой, формировались кадры специалистов и накапливался научно-технический задел, на основе которого становилось возможным создание высокоскоростных реактивных самолетов.

Над оригинальными проектами истребителей-перехватчиков с ЖРД и ПВРД работал Р.Л. Бартини. Под его руководством в 1941-1942 гг. были спроектированы истребители-перехватчики "Р" и Р-114 со стреловидными крыльями, летно-тактические данные которых далеко опережали свое время. Расчетная скорость полета истребителя Р-114, оснащенного силовой установкой в виде "связки" из четырех ЖРД с тягой по 300 кгс, оценивалась в 2400 км/ч. В результате применения ряда новых конструктивных решений (стреловидные крылья с отсосом пограничного слоя, силовая установка с газодинамическим слиянием несущих и тянущих свойств, инфракрасный локатор), требовавших проведения обширных научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, проекты Р.Л. Бартини в суровое военное время не могли быть реализованы. Но уже само появление таких проектов позволяло все большему кругу специалистов получить представление о перспективах, которые открывались перед авиацией с внедрением реактивной техники.

Между тем в НИИ-3 под руководством А.Г. Костикова при активном участии М.К. Тихонравова, Л.С. Душкина и В.С. Зуева возобновились работы по проекту самолета "302". Летом 1942 г. эскизный проект был направлен вначале экспертным организациям (ЦАГИ, ЦИАМ, НИИ ВВС КА, ВВИА им. Н.Е. Жуковского), а после их одобрения - Сталину и Ворошилову. Постановлением ГКО от 15 июля 1942 г. НИИ-3 наркомата боеприпасов был преобразован в Государственный институт реактивной техники (ГИРТ) и подчинен непосредственно СНК СССР. Отныне на институт возлагалась разработка реактивных снарядов и пусковых систем, а также реактивных летательных аппаратов и воздушных торпед. Директором и главным конструктором института назначался А.Г. Костиков.

В июле 1942 г. ГКО принял постановление о создании реактивного истребителя-перехватчика "302" с продолжительностью полета 20 мин. Срок представления машины на летные испытания по предложению самих разработчиков устанавливался жестким - март 1943 г. По своей аэродинамической схеме и конструкции истребитель "302" имел много общего с самолетом "БИ", но был крупнее и, что очень важно, почти в два раза тяжелее его. Вооружение самолета "302" состояло из четырех 20-миллиметровых пушек с боезапасом по 100 снарядов. Следует признать, что проект истребителя "302" был более обоснованным в тактическом плане, нежели идея "БИ" с его совершенно неудовлетворительной продолжительностью полета.

Однако вскоре выяснилось, что конструкторы ГИРТ проявили излишний оптимизм при определении сроков разработки машины. Трудности, возникшие при создании ПВРД, заставили Костикова временно отказаться от идеи применения комбинированной силовой установки, и вариант "302П" стал рассматриваться как чисто ракетный истребитель-перехватчик с взлетной массой 3358 кг, способный достичь высоты 5000 м за 2,1 мин при взлетной тяге двигателя 1400 кгс. Запас топлива и окислителя на самолете "302П", равный 1635…1735 кг, обеспечивал непрерывную работу двигателя на взлетном режиме на протяжении 4,5…4,7 мин. Поэтому заданную продолжительность полета предполагалось обеспечить или применением ЖРД РД-2М с регулируемой летчиком в полете тягой (минимальная тяга 350 кгс), или установкой ЖРД типа РД-2М3В с основной и дополнительной камерами сгорания. Работа основной камеры сгорания двухкамерного ЖРД, включаемой по необходимости, обеспечивала в считанные секунды достижение максимальных летно-технических характеристик самолета, но из-за огромного удельного расхода топлива продолжительность полета оказывалась очень малой. Наличие дополнительной камеры сгорания сравнительно небольшой тяги, обеспечивающей возможность горизонтального полета самолета при выключенной основной камере сгорания двигателя и имеющей по сравнению с основной камерой значительно меньший секундный расхода топлива, увеличивало продолжительность полета самолета с ЖРД примерно в три раза.

Подачу топлива в камеры сгорания как двигателя с регулируемой в полете тягой, так и двухкамерного двигателя предполагалось осуществлять турбонасосным агрегатом. Такой принцип подачи топлива имел ряд преимуществ перед вытеснительной системой: почти на 10…12 % уменьшалась относительная масса конструкции планера благодаря снижению массы силовой установки (становились ненужными тяжелые баллоны со сжатым воздухом); повышались летно-технические данные и особенно боевая эффективность истребителя-перехватчика, так как при вытеснительной системе подачи топлива баллоны со сжатым воздухом и топливные баки, находящиеся под высоким давлением, снижали живучесть истребителя в воздушном бою.

В 1943 г. самолет "302" без двигателя был построен, испытан в варианте планера, показал хорошие летные данные, но из-за отсутствия работоспособного двигателя, создатели которого встретились с рядом трудностей, работы затягивались на неопределенное время. В поисках выхода из сложившегося положения Костиков предложил идею воздушного авианосца (четырехмоторного самолета Пе-8 с двумя подвешенными под его крыльями истребителями "302П"). По его расчетам, такой "комбинированный перехватчик" был способен часами барражировать над охраняемым объектом, а реактивные истребители получали возможность не расходовать ценное топливо на набор высоты. Но и это экстравагантное предложение не спасло разработчиков самолета "302" от наказания за срыв выполнения ими же инициированного правительственного задания. В ноябре 1943 г., когда все сроки прошли и стал очевиден провал, в Государственный институт реактивной техники приехала правительственная комиссия во главе с заместителем наркома авиапромышленности по опытному строительству А.С. Яковлевым.

Комиссия составила негативное заключение о состоянии работ по теме "302" и рекомендовала прекратить создание истребителя. После доклада комиссии Сталину руководитель института А.Г. Костиков был снят с должности и арестован НКВД. В феврале 1944 г. Государственный институт реактивной техники был вновь преобразован - на этот раз в НИИ-1 в составе наркомата авиапромышленности (другое название - НИРА - Научно-исследовательский институт реактивной авиации).

Весной 1944 г. в НИИ-1 были переведены почти все видные отечественные авиационные специалисты, занимавшиеся созданием реактивных двигателей, включая М.М. Бондарюка, А.М. Люльку, А.М. Исаева и В.П. Глушко. Правда, последний оставался в Казани на положении заключенного в ОКБ-16, которое превратилось в филиал НИРА. 25 апреля 1944 г. Л.П. Берия и нарком авиапрома А.И. Шахурин обратились к Сталину с предложением "учитывая важность проведенных работ,… освободить со снятием судимости особо отличившихся". Машина правосудия заскрипела, провернулась и 27 июля 1944 г. В.П. Глушко был освобожден. Однако поздней осенью казанское ОКБ реактивных двигателей (ОКБ-РД) выделилось из состава НИИ-1 и приобрело статус самостоятельной организации с базой в подмосковных Химках.

К созданию ракетных истребителей-перехватчиков был подключен и коллектив конструкторского бюро Н.Н. Поликарпова. Осенью 1943 г. ему было поручено создание двухпушечного высотного реактивного истребителя-перехватчика. Проект этого самолета, получившего условное обозначение "Малютка", имел некоторые необычные для своего времени черты: резко вынесенную вперед кабину летчика; шасси с носовым колесом, позволившее решить задачу максимального использования свободных объемов фюзеляжа для размещения топлива; предельно малые геометрические размеры. Двухкамерный ЖРД с турбонасосной подачей топлива и тягой 1200 кгс должен был обеспечить набор высоты 5000 м за 1 мин и продолжительность полета 8…14 мин при взлетной массе самолета, равной 2550 кг. Расчетная максимальная скорость "Малютки" составляла 875 км/ч. В ЦАГИ начались исследования модели самолета в аэродинамической трубе больших скоростей, но они были прерваны в 1944 г. в связи со смертью Н.Н. Поликарпова.

Помимо разработки самолетов с маршевым ЖРД другим основным направлением работ по авиационной реактивной технике в СССР в 1940-1946 гг. стало создание самолетов с винтомоторной силовой установкой и ЖРД-ускорителем. Еще в июле 1940 г. В.П. Глушко предложил установить на опытном двухмоторном истребителе "100" (прототип пикирующего бомбардировщика Пе-2) и самолете "Сталь-7" (прототип дальнего бомбардировщика Ер-2) вспомогательные ЖРД-ускорители типа ОРМ-62 тягой 300 кгс для увеличения скорости полета в решающие минуты воздушного боя. Благодаря двигателям-ускорителям эти самолеты приобретали ряд тактических преимуществ: они могли или быстро настичь самолет противника с поршневым двигателем, или, наоборот, быстро оторваться от преследования противника и выйти из боя в случае необходимости. Предложение было принято, и В.П. Глушко поручили создание ЖРД-ускорителей, а его группу преобразовали в опытно-конструкторское бюро по ЖРД (ОКБ-16 НКВД).

В начале 1943 г. ОКБ-16 в основном завершило создание авиационного двигателя РД-1 с тягой 300 кгс и удельным расходом топлива 90 кг/мин. Двигатель выполнялся по однокамерной схеме с насосной подачей в камеру сгорания топливных компонентов - азотной кислоты и керосина. Предусматривалась возможность объединения нескольких РД-1 в многокамерную "связку" тягой до 1200 кгс (вариант двигателя с тремя камерами назывался РД-3 и в дальнейшем стал основным).

Параллельно с созданием и испытаниями двигателей РД-1 в ОКБ В.П. Глушко под руководством его заместителя С.П. Королева проектировалась реактивная установка РУ-1, которая предназначалась для проведения испытаний и отработки реактивного двигателя РД-1 в полетных условиях на серийном двухмоторном фронтовом бомбардировщике Пе-2. Завод, производивший Пе-2, также находился в Казани, что создавало определенные удобства при доработке машины. Другой причиной для выбора "пешки" в качестве летающей лаборатории была ее аэродинамическая схема с двухкилевым оперением, облегчавшая монтаж ЖРД в хвостовой части фюзеляжа с минимальными переделками.

Реактивная установка РУ-1 состояла из двигателя РД-1, керосиновой, кислотной, воздушной систем и системы управления двигателем. Двигатель РД-1 (камера сгорания с агрегатами пуска) устанавливался в хвостовой части фюзеляжа самолета Пе-2. Горючее и окислитель общей массой 850 кг размещались в фюзеляже в двух расположенных друг над другом баках: легко испаряющаяся азотная кислота - в верхнем, тяжелый нелетучий тракторный керосин - в нижнем. Находившийся в левой мотогондоле насосный агрегат мощностью 45 л.с., связанный с основным поршневым двигателем М-105РА трансмиссионным валом с гидромуфтой, обеспечивал подачу компонентов топлива в камеру сгорания РД-1. Управление двигателем дублировалось и могло осуществляться с места летчика и из кабины стрелка-радиста, причем включать двигатель мог только летчик, а отключать - и летчик, и экспериментатор.

Максимальная расчетная продолжительность работы РД-1 на режиме полной тяги ограничивалась емкостью топливной системы и составляла около 10 мин. Общая масса РУ-1 на самолете Пе-2 составляла 1050 кг, а масса двигателя РД-1 - 56 кг. Нормальная взлетная масса самолета Пе-2 с РД-1 - 8200 кг, а средняя полетная масса для определения летно-технических характеристик самолета - 7550 кг. По аэродинамическому расчету, выполненному С.П. Королевым, работа реактивного двигателя в течение 80…100 с должна была увеличивать максимальную скорость полета самолета Пе-2 на 108 км/ч на высоте 7000 м, а при взлете - сокращать длину разбега на 70 м. Вертикальная скорость самолета при отрыве от земли с работающим двигателем РД-1 могла возрасти на 30 %, соответственно увеличивался возможный угол набора высоты, что было важно при взлете с небольшого полевого аэродрома, ограниченного препятствиями.

Изготовление всех частей РУ-1 и переоборудование самолета Пе-2 велось очень быстрыми темпами. 7 августа 1943 г. начались летные испытания модифицированного самолета. Включение РД-1 на взлете и в воздухе в основном подтвердило ожидаемое улучшение летно-технических данных самолета Пе-2, однако не в той мере, как получалось по расчетам: в диапазоне высот от земли до расчетной максимальная скорость самолета увеличилась на 46…68 км/ч, а время набора высоты 5000 м сократилось на 3 мин.

Первый этап заводских летных испытаний самолета Пе-2 с РУ-1 (впервые машина зав. № 15/185 поднялась в воздух 1 октября 1943 г.), которые проводили летчики-испытатели А.Г. Васильченко и А.С. Пальчиков при участии в полетах в качестве инженеров-экспериментаторов С.П. Королева и Д.Д. Севрука, показал, что двигатель РД-1 и реактивная установка РУ-1 в целом работают нормально, однако запуск в воздухе был затруднен. Первоначально пусковое топливо воспламенялось электрической свечой накаливания, но при полетах на большой высоте свеча работала неустойчиво. Из 110 полетов, совершенных Пе-2 с РУ-1, более половины имели целью отработку зажигания. Долго подбирали свечу и форсунки, экспериментировали с различными конструкциями. В конце концов проблему в основном решили, применив самовоспламеняющееся топливо (смесь карбинола с бензином, которая воспламенялась при контакте с азотной кислотой). Двигатель получил наименование РД-1ХЗ (химическое зажигание), в полете он допускал повторные включения, число которых зависело от запаса самовоспламеняющейся жидкости.

В 1944 г., опираясь на достигнутые результаты, С.П. Королев предложил три варианта модернизации серийного Пе-2 с применением установки РУ-1 для боевого использования. Первый вариант предусматривал "тиражирование" экспериментальной машины; его главным достоинством являлась возможность кратковременного увеличения скорости бомбардировщика для уклонения от атаки неприятельских истребителей. Второй вариант отличался тем, что по одному двигателю РД-1 предлагалось установить в задней части каждой из мотогондол, обеспечив дополнительную тягу 600 кгс. Машина приобретала "истребительные" повадки и могла использоваться в качестве высотного перехватчика. В третьем варианте РД-1 использовался в составе стартового ускорителя, который выполнялся в виде отдельного агрегата и мог быть сброшен после взлета. Применение двух таких устройств позволяло вдвое увеличить бомбовую нагрузку Пе-2 или сократить длину разбега до 300-350 м.
В конце 1943 г. - начале 1944 г. разработками истребителей с положительно зарекомендовавшим себя глушковским РД-1 занялись еще несколько самолетных ОКБ. "Еще в ноябре 1943 г. Семен Алексеевич перевел меня из Горького в московский филиал, - вспоминал один из сотрудников С.А. Лавочкина конструктор Н.Н. Горошков. - Мы получили чертежи этого двигателя".

В 1944 г. эксперименты с РД-1 продолжились на истребителе Ла-7Р. "Работали мы дружно, - рассказывал В.П. Глушко. - Его фирма была первой, с которой связалось наше КБ, когда ВВС поставили вопрос о применении наших двигателей на конкретных конструкциях".

Летные испытания опытного самолета Ла-7Р начались в конце лета 1944 г., а с января 1945 г. стал испытываться и второй экземпляр машины (сначала с РД-1, а затем с РД-1ХЗ). Пилотировали эти истребители летчики А.В. Давыдов и Г.М. Шиянов. Самолет Ла-7Р смог развить максимальную скорость 792 км/ч на высоте 6300 м, однако конструкция серийного истребителя с цельнодеревянным фюзеляжем, весьма чувствительным к протечкам азотной кислоты, оказалась не слишком пригодной для размещения ЖРД. В полете, состоявшемся 27 марта 1945 г., на втором опытном Ла-7Р при попытке повторного запуска ЖРД произошел взрыв. Сильно пострадала хвостовая часть фюзеляжа и оперение, но летчику-испытателю Г.М. Шиянову удалось все же посадить истребитель.

В 1945 г. в ОКБ С.А. Лавочкина разработали экспериментальный истребитель "120Р" с поршневым мотором АШ-83и двигателем РД-1ХЗ. Удалось несколько увеличить запас топлива для ЖРД, повысить живучесть хвостовой части фюзеляжа (ее выполнили из металла). 18 августа 1946 г. самолет "120Р" с работающим РД-1ХЗ был продемонстрирован на воздушном параде в Тушино и произвел сильное впечатление на зрителей.

Задания на создание опытных самолетов с ЖРД получили также конструкторские коллективы А.С. Яковлева, П.О. Сухого и И.Ф. Флорова.

О самолете Як-3РД (несмотря на то, что именно на нем был достигнут самый большой прирост скорости при включении РД-1 - 182 км/ч и получена феноменальная скороподъемность - высоту 3000 м он набирал за 3 минуты) сам А.С. Яковлев вспоминал неохотно. По его мнению, ЖРД приносил с собой слишком много проблем: "На самолете установлены баки с окислителем, специальные насосы. Механики ходят с ожогами рук и в прожженных комбинезонах…" Баки для реактивного топлива (50 кг керосина и 200 кг азотной кислоты) размещались в крыле, их емкость обеспечивала прирост тяговооруженности на протяжении 3 мин.

На экспериментальной яковлевской машине летал В.Л. Расторгуев, который кратко, но образно выражал свое отношение к ней в следующей форме: "На этой машине летать - что тигрицу целовать. И страшно, и никакого удовольствия". (Вероятно, к подобной оценке присоединились бы и пилоты немецкого перехватчика Ме 163, о котором мы уже писали.) Машину планировали продемонстрировать на воздушном параде, который должен был состояться 18 августа 1945 г. Но за два дня до этого после прекращения работы двигателя (как в свое время "БИ") самолет Як-3РД внезапно перешел в крутое пикирование и потерпел катастрофу. Виктор Расторгуев погиб. Возможно поэтому Яковлев не любил вспоминать об этом самолете. После катастрофы все работы по Як-3РД были прекращены.

Несколько иное отношение к ЖРД сложилось в ОКБ П.О. Сухого. Здесь первые эксперименты провели на переоборудованном штурмовике Су-6, но затем построили опытный высотный истребитель Су-7 цельнометаллической конструкции с двигателем АШ-82ФН, оснащенным турбокомпрессором ТК-3. В хвостовой части фюзеляжа смонтировали жидкостный реактивный двигатель РД-1, а топливо (360 кг горючего и окислителя) разместили в баках под кабиной пилота. Топливо в камеру сгорания РД-1 подавалось шестеренчатым насосным агрегатом, который приводился в действие основным поршневым двигателем самолета и требовал мощности 45 л.с.

Летные испытания начались в 1945 г., их проводил пилот Г.Н. Комаров. Главной целью экспериментов считалась отработка двигателей (как поршневого с турбокомпрессором, так и ЖРД) и накопление опыта эксплуатации комбинированной силовой установки. За время заводских испытаний было выполнено 84 пуска двигателей РД-1 и РД-1ХЗ, которые наработали суммарно 29 мин. Максимальная скорость, которую продемонстрировал Су-7, не впечатляла - всего 597 км/ч на высоте 6000 м. По указанию наркомата авиапромышленности работы по Су-7 были прекращены.

В 1944 г. в НИИ-1 под руководством И.Ф. Флорова началось проектирование экспериментального самолета "4302", на котором планировали произвести сравнение двух систем подачи топливных компонентов в камеру сгорания ЖРД - насосной и вытеснительной. Двигатели с такими системами подачи разрабатывались коллективами Л.С. Душкина и А.М. Исаева, соответственно. Машина создавалась с учетом опыта проектирования самолетов "БИ" и "302", а также с некоторой оглядкой на Ме-163. Так, взлет самолета "4302" производился на специальной сбрасываемой колесной тележке, а посадка - на выпускаемую лыжу. Двигатель РД-1М конструкции А.М. Исаева расчетной максимальной тягой 1500 кгс устанавливался в хвосте фюзеляжа. Летом 1946 г. самолет "4302" испытали в безмоторном полете на буксире за самолетом Ту-2, а в конце августа 1947 г. состоялся единственный "полномасштабный" полет. Машиной управлял летчик-испытатель А.К. Пахомов. В целом полет прошел нормально, но на заключительном этапе из-за разрыва магистрали азотной кислоты ее пары попали в кабину пилота. А.К. Пахомов с трудом произвел посадку, после чего "4302" с вытеснительной системой подачи топлива больше в небо не поднимался. Альтернативную систему подачи топлива с помощью насосов испытали на истребителе-перехватчике И-270, созданном в ОКБ главного конструктора А.И. Микояна.

Эта машина стала вершиной научно-технической мысли сороковых годов прошлого века в отношении самолетов с ЖРД. В ее конструкции постарались учесть весь накопленный опыт, как отечественный, так и "трофейный". Экспериментальный высотный истребитель-перехватчик И-270 создавался в расчете на применение двухкамерного ЖРД РД-2М3В конструкции Л.С. Душкина. Машина должна была развивать скорость 1000 км/ч, ее расчетный потолок составлял 18 000 м, а время набора высоты 5000 м не должно было превышать 1 мин. Крыло применили нестреловидное, аэродинамическую схему выбрали нормальную с хвостовым оперением, но в общем облике И-270 явственно угадывалось влияние Ме 263. Машину вооружили двумя пушками НС-23 с боекомплектом по 40 снарядов на ствол в расчете на одну молниеносную атаку.

Двухкамерный двигатель РД-2М3В располагался в хвостовой части фюзеляжа и работал на керосине и азотной кислоте. Малая камера обеспечивала экономическую тягу 300 кгс, а большая - 2000 кгс (при полетах И-270 она была временно ограничена 1450…1550 кгс). Подача окислителя и горючего в камеры сгорания осуществлялась турбонасосным агрегатом, работавшим на парогазе, который получался при каталитическом разложении 80-процентной перекиси водорода (привет от Вальтера!). Опытный И-270 был изготовлен в 1946 г., но из-за неготовности двигателя его полномасштабные испытания удалось начать только летом 1947 г. Пилотировали машину летчики-испытатели В.Н. Юганов и А.К. Пахомов. Максимальная продолжительность моторного полета при работе только малой камеры сгорания РД-2М3В превысила 9 мин.

Другие летные характеристики И-270 также в основном нашли подтверждение в ходе летных испытаний, но недолгая эра ракетных истребителей уже подходила к концу. С одной стороны позиции боевых самолетов с ЖРД ослаблялись летательными аппаратами с гораздо более экономичными воздушно-реактивными двигателями, а с другой - совершенно новым видом оружия: зенитными управляемыми ракетами.

В связи с этим в конце сороковых годов прошлого века ЖРД по объективным причинам перестали рассматриваться в качестве перспективных силовых установок для пилотируемых летательных аппаратов, летающих в земной атмосфере. Усилия разработчиков ЖРД постепенно переключались на создание двигателей, предназначенных для различного рода ракет, - баллистических, зенитных, а затем и космических. Но бесценный опыт, накопленный при разработке авиационных ЖРД, не пропал даром. Наряду с этим следует признать и то огромное влияние, которое оказали немецкие разработки на весь последующий этап развития отечественной реактивной техники. Именно в тот период выдвинулись реальные лидеры - руководители двигателестроительных ОКБ, готовые взяться за решение сложнейших научно-технических и организационных проблем. К концу сороковых годов сложились и квалифицированные конструкторские коллективы, укомплектованные молодыми и энергичными сотрудниками. А спустя еще десять лет триумф "Востоков" и зенитных ракет системы С-75 неопровержимо засвидетельствовал - отечественные разработчики научились создавать лучшие в мире ЖРД.

В свое время это обстоятельство (наряду с перекрытием Енисея и успехами в области балета - по мнению Ю. Висбора) стало одним из важнейших факторов мировой политики.