После ремонта испытания продолжили с целью достижения максимальной скорости 850–900 км/ч и скороподъемности 80–90 м/с, и последующие три полета выполнил Бахчиванджи на машине № 2. В шестом вылете, 27 марта 1943 года, как свидетельствуют документы, были достигнуты: время моторного полета 78 секунд и скорость — 750–800 км/ч — показатели вполне сравнимые с Me-163B. Но он завершился катастрофой, унесшей жизнь Григория Яковлевича. Расследование этой трагедии тогда не дало результатов, но позже специалисты ЦАГИ предположили, что гибель Бахчиванджи была связана с затягиванием самолета в пикирование. Но известна и другая, более поздняя версия, что летчик был плохо пристегнут ремнями и после отключения двигателя под действием инерционных сил ударился головой о прицел…

Весной 1944 года ОКБ-293 вместе с экспериментальным КБ М. М. Бондарюка, где разрабатывали прямоточные ВРД, перевели в недавно организованный НИИ-1 реактивной авиации.

Вернувшись из эвакуации в Москву, в ОКБ под руководством А. М. Исаева приступили к разработке нового двигателя РД-1. Основанием для этого стало октябрьское 1944 года постановление Комитета Обороны. В соответствии с документом предписывалось разработать двигатель с многократным включением и плавным регулированием тяги от 400 до 1100 кгс, удельным импульсом не менее 200 секунд и ресурсом 30 минут. Надо сказать, что основные технические решения по этому ЖРД были проработаны задолго до выхода правительственного документа, поэтому в том же месяце РД-1 № 3 предъявили на государственные испытания.

РД-1 выгодно отличался от предшественника. Достаточно сказать, что при весе 95 кг он развивал тягу 1100 кгс, имея резервы для совершенствования.

На последнем, седьмом, экземпляре БИ с двигателем РД-1 летчики-испытатели Б. Н. Кудрин и М. К. Байкалов выполнили еще три полета. Последний из них состоялся в июне 1945 года. При взлетном весе 1800 кг максимальная скорость составила 587 км/ч, а скороподъемность — 87 м/с. Тогда же дала о себе знать тряска хвостовой части самолета. Для определения ее причин весной (с 10 по 25 марта) того же года летчик-испытатель Б. Н. Кудрин выполнил на БИ-5 несколько полетов на буксире за бомбардировщиком B-25 «Митчел». Затем (с 25 по 29 апреля) к исследованиям подключился летчик-испытатель М. К. Байкалов. Но ничего аномального они так и не обнаружили. Это были последние полеты перехватчика Березняка и Исаева.

Для расширения боевых возможностей истребителя на концах крыла БИ-6 смонтировали ПВРД М. М. Бондарюка и в мае 1944 года исследовали его в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Но до полетов машины с комбинированной двигательной установкой дело не дошло.

Что касается 30 серийных планеров БИ, то из-за отсутствия потребности в них их утилизировали.

В 1941 году в Омске, куда был эвакуирован завод № 156 с тюремным конструкторским бюро ЦКБ-29, Р. Л. Бартини начал прорабатывать предложение по реактивному самолету «Р».

Если присмотреться к проектам летательных аппаратов, разработанных под руководством Роберта Людвиговича, то можно обнаружить общую черту: конструктор стремился, чтобы как можно больше агрегатов планера создавало подъемную силу при минимальном лобовом сопротивлении. По тому же пути он пошел и в годы войны, предложив проект «Р».

Для самолета «Р» была предложена несущая система типа биплана Буземана, не создающая волновое сопротивление и представляющая собой плоский прямоточный двигатель, в котором горючее и окислитель поступали вдоль размаха крыла в виде перегретых паров. Камеры сгорания изнутри выложены тонкими трубами прямоточного котла, по которым под высоким давлением проходили горючее и окислитель по принципу противотока к инжектору.

Таким образом, на старте двигательная установка работала как жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД) с подсосом воздуха, а при больших скоростях — как прямоточный воздушно-реактивный двигатель с использованием инжекции паров горючего. Проведенные опыты с инжектором такого рода подтвердили правильность предложенной концепции.

По образному выражению И. Берлина, это была концепция «газодинамического единства планера и силовой установки».

Много лет спустя, и особенно на рубеже 1950–1960 годов, задачи тесного взаимодействия планера, силовой установки и воздушного потока, обтекающего летательный аппарат, стали доминирующими не только в работах Бартини, но и предметом исследований, направленных на создание сверхзвуковых самолетов. Достаточно отметить такие проекты, как пассажирский самолет Ту-144, бомбардировщик-ракетоносец Ту-160, многоцелевой Т-4 ОКБ П. О. Сухого, американского XB-70 «Валькирия» и др. Особенно остро этот вопрос стоит и сегодня при проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями, и Бартини в этом отношении был первопроходцем.

Суть своего предложения Бартини изложил в «Объяснительной записке по определению летных данных самолета «Р», подготовленной в эвакуации в Омске и датированной 21 января 1941 года, откуда следует, в частности:

«Основная идея заключается в следующем:

1. Для рациональной компоновки реактивного двигателя с самолетом целесообразно создать машину, в которой струи двигателя и самолета взаимодействуют т. о., что(бы) интерференция увеличила тягу, уменьшила сопротивление и увеличила подъемную силу.

Такая схема осуществима путем расположения вытянутой вдоль размаха выходной щели газов реактивного двигателя на верхней стороне крыла. Тогда разряжение, созданное крылом, увеличивает скорость истечения газов реактивного двигателя, обдув же верхней стороны крыла дает уменьшение сопротивления и увеличение подъемной силы.

Данное обстоятельство, а также отсутствие винта и большое уменьшение веса машины в полете приведут к созданию самолета особой схемы.

2. Для улучшения работы воздушно-реактивного двигателя, в особенности на больших скоростях, целесообразно использовать кинетическую энергию перегретых паров топлива, вводимых в камеру сгорания. Мощность струи этих перегретых паров значительна. Если, например, на взлете расход топлива 2 кг/с и скорость его паров 1220 м/с, то их мощность равна 2000 л.с., что может быть использовано для увеличения компрессии в двигателе.

Наддув может быть осуществлен двумя различными путями:

а) непосредственно струями паров топлива через инжекцию при низком КПД компрессора, но при минимальном весе механизмов;

б) с помощью аксиального нагнетателя, приводимого в движение парами топлива, при высоком КПД, но при большом весе механизмов».

Как известно, одной из трудностей при выполнении аэродинамического расчета околозвукового самолета в те годы было определение волновой составляющей лобового сопротивления. Бартини, рассчитывая аэродинамические характеристики проекта «Р», как следует из той же пояснительной записки, «определял внешнее сопротивление <…> с учетом влияния числа Маха на C_x[11] по эмпирическим данным.

В папке № 4 получен новый метод расчета тяги реактора при заданном геометрическом и термическом профиле канала. Этот метод дает более строгое решение величин, определяющих тягу, применение графического метода для решения дифференциального уравнения dV/ds упрощает технику вычисления».

Во многих публикациях о Бартини можно прочитать, что машина «Р» была предложена по схеме бесхвостка с крылом переменной по размаху стреловидности и двухкилевым вертикальным оперением на его концах. Лично я не встречал в архивах схему этого самолета, но документы, с которыми я работал, подтверждают лишь наличие на крыле шайб (высотой 1 метр) и сложную конфигурацию крыла средней относительной толщиной восемь процентов. Более того, как следует из упомянутой пояснительной записки, расчетная скорость самолета «Р» не должна была превышать 1250 км/ч на высоте 10 000 метров, а продолжительность полета не более 30 минут. Получается, что в январе 1941 года Бартини вполне серьезно рассматривал возможность полета со скоростью в 1,15 раза, превосходившую звуковую.