Опытно-конструкторские работы по созданию ПВРД для ракет и самолетов с 1935 г. велись также в реактивной секции Стратосферного комитета Центрального Совета Осоавиахима. После успешного испытания ракет с ПВРД в 1939 г. в отделе специальных конструкций (ОСК) завода № 1 имени Авиахима под руководством И. А. Меркулова началось создание авиационных ПВРД. Под ПВРД в ОСК разрабатывался высотно-скоростной истребитель (ИВС). Преполагалось, что методом «воздушной цепочки» истребитель будет буксироваться на большую высоту и после отцепки в планировании развивать скорость, обеспечивающую возможность включения и устойчивой работы ПВРД. После этого работающие ПВРД должны были развивать тягу, достаточную для самостоятельного полета самолета с увеличением скорости и высоты полета. Одновременно с созданием ПВРД для ИВС И. А. Меркулов- предложил применить ПВРД также в качестве «дополнительного мотора», позволяющего летчику самолета с обычным поршневым двигателем в случае необходимости увеличить скорость полета. «Дополнительные моторы» ДМ-2 были изготовлены осенью 1939 г., испытаны в аэродинамической трубе ЦАГИ и установлены на истребителе И-152. Два двигателя ДМ-2 диаметром 400 мм, длиной 1500 мм и каждый массой по 19 кг с моторамой подвешивались на месте бомбовых балок под нижним крылом И-152, хвостовая часть фюзеляжа и оперение которого имели металлическую обшивку для защиты силовой конструкции от влияния выхлопной струи двигателя. В кабине летчика был установлен еще один сектор газа с вмонтированным в него тумблером зажигания ДМ-2. Питание горючим «дополнительных моторов» осуществлялось несколько модифицированной топливной системой самолета, ДМ-2 потребляли тот же бензин, на котором работал и основной поршневой двигатель самолета. Общий запас бензина обеспечивал продолжительность полета самолета с кратковременными включениями «дополнительных моторов» в течение не более 35мин. В декабре 1939 г. начались летные испытания самолета И-152 с ДМ-2. Первые полеты совершались для оценки летных качеств самолета с гондолами двигателей, проводились испытания системы зажигания и запуска двигателей в воздухе. 25 января 1940 г. летчик-испытатель П. Е. Логинов провел официальные испытания И-152 с работающими ДМ-2. В этом полете, проходившем над Москвой, П. Е. Логинов несколько раз включал и выключал ДМ-2, выводил «дополнительные моторы» на режим с максимальным расходом горючего, при котором длина факела из сопла ПВРД превышала длину фюзеляжа истребителя, совершал виражи с работающими ДМ-2. Последующие летные испытания И-152 с ДМ-2 позволили специальной комиссии сделать выводы, что создан авиационный ПВРД, работающий на самолете, и что этот ПВРД в среднем на 15 км/ч увеличивает скорость полета самолета-лаборатории И-152. Комиссия посчитала целесообразным провести дополнительные летные испытания ПВРД на скоростных истребителях, где они в силу особенностей своего газодинамического процесса дадут больший эффект, а также провести доводку ПВРД в направлении повышения их КПД, надежности системы зажигания и уменьшения расхода горючего. Предполагалось также провести работы по существенному уменьшению лобового сопротивления «дополнительных моторов» как за счет облагораживания формы гондол двигателей, так и за счет лучшего их сочетания с крылом, а также путем введения в конструкцию самолета «дополнительных моторов», гондолы которых минимально выступали бы за аэродинамические обводы самолета. К началу 1940 г. появляются первые практические результаты работ, проводившихся в СССР в области создания газотурбинных воздушно-реактивных двигателей, у которых предварительное сжатие поступающего в камеры сгорания двигателя атмосферного воздуха обеспечивалось компрессором, приводимым в действие газовой турбиной, использующей энергию истекающих из камер сгорания выхлопных газов. В 1938 — 1939 гг. под руководством В. В. Уварова были построены опытные газотурбинные установки ГТУ-3 мощностью по 1150 л. с. для самолета ТБ-3, выполненные по схеме турбовинтового двигателя. В 1938 г. А. М. Люлька, работавший в Харьковском авиационном институте в коллективе, создававшем паротурбинную силовую установку для тяжелого бомбардировщика А. Н. Туполева, разработал проект реактивного турбодвигателя РТД-1 с тягой 500 кгс с одно- или двухступенчатым центробежным компрессором с приводом от газовой турбины. Особенностью этого двигателя была относительно низкая температура газов перед турбиной (650° — 700°С). Принятые конструктивные решения и термодинамические параметры РТД-1 обеспечивали его создание в сравнительно короткие сроки на основе освоенных в то время промышленностью материалов. Расчетная оценка, выполненная А. М. Люлькой, показала, что одноместный самолет с двигателем РТД-1 может достичь скорости 900 км/ч. Таким образом, к 1940 г. в работах по созданию практически всех основных типов реактивных двигателей (ЖРД, ПВРД и ГТД) в СССР были достигнуты значительные результаты, позволяющие приступить к постройке опытных самолетов с различными типами реактивных двигателей, в том числе и с воздушно-реактивными. В постановлении Комитета Обороны при Совете Народных Комиссаров СССР от 12 июля 1940 г. подчеркивалась необходимость проведения работ по турбореактивным двигателям конструкции А. М. Люльки, с тем чтобы уже в декабре 1940 г. испытать двигатель на стенде. Одним из основных направлений внедрения реактивных двигателей в авиацию в СССР в предвоенные годы стала разработка проектов и создание опытных самолетов со смешанными силовыми установками: с поршневыми и реактивными двигателями (ПД + ПВРД), с силовой установкой из различных типов реактивных двигателей (проект истребителя-перехватчика «302» с ЖРД + ПВРД). Такой подход позволял наиболее полно реализовать достоинства и компенсировать недостатки имевшихся в то время реактивных двигателей. Весь 1940 г. продолжались летные исследования ПВРД-ускоритслей на поршневых самолетах. Они прошли летные испытания и доводку иа истребителях-бипланах И-152, И-153, а несколько позже — на И-207. С работающими ПВРД скорости этих истребителей увеличивались не более чем на 50 км/ч. Чистый прирост скорости от установки ПВРД с учетом влияния лобового сопротивления гондол ПВРД был еще меньше. Анализ результатов летных испытаний ПВРД-ускорителей показывал, что прирост скорости от их использования может быть большим при увеличении скорости полета в момент включения ПВРД к при уменьшении лобового сопротивления гондол ПВРД за счет их включения в конструкцию самолета. Было принято решение опробовать новый тип двигателя на специальных экспериментальных самолетах со смешанной силовой установкой: разгонным поршневым и крейсерским ПВРД. Создание таких самолетов было поручено коллективу ОКБ А. А. Боровкова и И. Ф. Флорова, а также ОКБ В. Ф. Болховитинова. Осенью 1940 г. под руководством А. А. Боровкова и И. Ф. Флорова началась работа над эскизным проектом самолета «Д»— свободнонесущим двухбалочным низкопланом с относительно тонким стреловидным крылом площадью 35 м- и шасси с носовым колесом. В центральной гондоле размещались одноместная кабина летчика, мощное неподвижное пулеметно-пушечное вооружение, а в конце гондолы поршневой двигатель воздушного охлаждения М-71 с толкающим воздушным винтом. ПВРД ДМ-12 устанавливались в балках крепления хвостового оперения, в передней части которых имелись воздухозаборники для подвода наружного воздуха. Взлетная масса самолета «Д» — 5250 кг. Проектирование его велось при активном участии ученых ЦАГИ. Поршневой двигатель М-71 с взлетной мощностью 2000 л. с. обеспечивал взлет и разгон самолета «Д» до максимальной скорости —600 км/ч. С включением ПВРД при часовом расходе топлива 2160 кг/ч самолет должен был развивать максимальную скорость 837 км/ч на высоте 6800 м а высоту 5000 м набирать за 5 мин. В связи с принятой большой расчетной максимальной скоростью полета в аэродинамических расчетах самолета «Д» учитывалось влияние сжимаемости воздуха на больших скоростях полета, для оценки которого использовались результаты экспериментальных исследований, проведенных в артиллерийской технике. Крыло самолета имело угол стреловидности 18° по передней кромке, но это определялось только компоновочными соображениями. Волновое сопротивление агрегатов планера самолета «Д» в соответствии с уровнем знаний того времени предполагалось уменьшить специальной профилировкой внешних обводов всех элементов самолета и ламинаризацией пограничного слоя потока, обтекающего самолет. Поэтому все внешние обводы самолета выбирались на основании специальных расчетов, проводившихся в ЦАГИ под руководством И. В. Остославского и Г. П. Свищева. В объяснительной записке проекта подчеркивалось, что задача уменьшения влияния волнового кризиса естественно приводит к применению форм элементов самолета с затянутым пограничным слоем, которые увеличивают критическое число Берстоу (число Маха по современной терминологии) и в докритической зоне уменьшают сопротивление самолета. В первой половине 1941 г. началось рабочее проектирование самолета «Д», был построен его макет, изготовлялись конструктивные элементы самолета для статических прочностных испытаний и стендовой отработки силовой установки, а также для холодной и горячей продувки ее в натурных трубах ЦАГИ. Аналогичный проект — экспериментальный истребитель «И», также двухбалочной схемы, с двумя установленными в тандем поршневыми двигателями, но уже жидкостного охлаждения, вращавшими два соосных воздушных винта, с катапультируемым сиденьем летчика и двумя ПВРД, встроенными в конструкцию самолета, разрабатывало в это же время и ОКБ В. Ф. Болховитинова. В связи с началом войны все работы по самолетам «Д» и «И» были прекращены, однако исследования по совершенствованию ПВРД продолжались. Проводились исследования и доводка ПВРД в коллективах М. М. Бондарюка, В. С. Зуева и Е. С. Щетинкова, К. А. Путилова; разрабатывались проекты самолетов с ПВРД. Основными направлениями, по которым в годы войны велась работа по внедрению ПВРД в самолетостроение, стали работы по оснащению поршневых истребителей более совершенными ПВРД-ускорителями и созданию комбинированной силовой установки, использующей преимущества поршневого двигателя и ПВРД. Как и в предвоенные годы, интерес к авиационным силовым установкам с ПВРД определялся, прежде всего, конструктивной простотой, надежностью и малой массой ПВРД, однотипностью топлива, используемого поршневым и реактивным двигателями. Исследования выявили основные недостатки ПВРД-ускорителей: малая развиваемая тяга и высокий удельный расход топлива. Считалось, что увеличением полноты сгорания топлива в двигателе и скорости полета можно улучшить характеристики ПВРД. В 1941 — 1942 гг. на самолете ЛаГГ-3 проводились испытания ПВРД-ускорителей, созданных под руководством М. М. Бондарюка. С целью определения путей совершенствования ПВРД и устранения недостатков, выявленных в летных испытаниях, были начаты исследования в натурной аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ. Эти исследования позволили выявить причины низкой полноты сгорания топлива в ПВРД и дать рекомендации по снижению потерь давления за счет оптимизации параметров диффузора воздухозаборника и сопла ПВРД. Для подтверждения результатов трубных испытаний и проведения исследований ПВРД в полете один из серийных истребителей Як-7Б с мотором М-105ПФ был переоборудован в двухместную летающую лабораторию с кабинами летчика и экспериментатора. Под крылом этого самолета установили два ПВРД-ускорителя ДМ-4с, разработанные под руководством И. А. Меркулова. Программой летных испытаний, проводившихся летчиком С.Н.Анохиным с апреля по декабрь 1944г., предусматривалась, в первую очередь, отработка запуска, обеспечение полноты процесса сгорания топлива, устойчивой и синхронной работы обоих двигателей на самолете. Достижение максимальных летных характеристик на этом экспериментальном самолете не планировалось, но в одном из полетов был зафиксирован прирост скорости, равный 53 км/ч на высоте 2340 м при включении ПВРД-ускорителя на скорости 460 км/ч. Однако прирост скорости по отношению к «чистой» конфигурации самолета Як-7Б без гондол ускорителей оказался значительно меньшим — всего 19 км/ч, что объяснялось большим сопротивлением интерференции гондол двигателей с крылом, так как гондолы подвешивались к крылу без зализов и обтекателей. Двигатели ДМ-4с работали в полете 5 — 6 мин и за это время расходовали 120— 140 кг бензина. Главным результатом летных испытаний самолета Як-7Б с ПВРД-ускорителями ДМ-4с явилось подтверждение правильности теоретических методов расчета, данных аэродинамических испытаний в трубах ЦАГИ и принятых конструктивных решений. Полученные при испытаниях Як-7Б данные были использованы в последующей работе по созданию новых авиационных ПВРД-ускорителей, которые прошли летные испытания на поршневых истребителях уже в первые послевоенные годы. Тогда возникла необходимость обеспечить кратковременное увеличение скорости полета поршневых истребителей сопровождения дальних бомбардировщиков при отражении атак истребителей-перехватчиков противовоздушной обороны как с поршневыми, так и с турбореактивными двигателями. Ускорительная установка с ЖРД для этой цели была непригодна из-за разнотипности топлива и значительного количества реактивного топлива, потребного для работы ЖРД. Прямоточные, а еще в большей степени пульсирующие воздушно-реактивные двигатели-ускорители, работающие на одинаковом с основным поршневым двигателем топливе, могли бы решить эту задачу. В 1946 —1948 гг. на модифицированных истребителях Ла-7 («126» с ПВРД, Ла-7 с ПуВРД) и Ла-9 («138» с ПВРД, Ла-9РД) были испытаны различные типы прямоточных (ВРД-10, ВРД-430) и пульсирующих (Д-10, РД-13) воздушно-реактивных двигателей-ускорителей. Во всех испытаниях эти двигатели (массой 40 — 50 кг) подвешивались под крыльями истребителей в месте установки усиленных нервюр под крыльевые бомбодержатели. Включение их в полете приводило к сравнительно небольшому увеличению скорости: максимальный прирост скорости при включении ускорителей ВРД-430, развивавших на расчетной высоте тягу 320 кгс, составил ПО—112 км/ч, а по сравнению с «чистой» конфигурацией самолета без ускорителей под крылом — всего около 60 км/ч. Кульминацией испытаний стал полет девяти самолетов Ла-9РД с автопульсирующими двигателями РД-13 В. Н. Челомея 30 августа 1947 г. на воздушном параде в Тушино. С этими двигателями на испытаниях были получены самые высокие результаты: прирост скорости 127 км/ч при включенных ПуВРД, что соответствовало приросту скорости в 70 км/ч по сравнению с «чистой» конфигурацией обычного серийного самолета. Не получило широкого развития и второе направление совершенствования — создание комбинированной авиационной силовой установки, наиболее полно использующей преимущества поршневого и воздушно-реактивного двигателей. Работы над ней велись в 1943—1945 гг. в ЦИАМе группой инженеров под руководством К. В. Холщевникова. В этой силовой установке получила свое дальнейшее и оригинальное развитие идея мотокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя, впервые реализованного еще в 1910 г. на самолете А. Коанда, а затем усовершенствованного работами С. Кампини. В самолетах этих конструкторов потребная тяга создавалась работой воздушно-реактивного двигателя, в котором наружный воздух, поступавший в двигатель, предварительно сжимался осевым компрессором, приводимым поршневым двигателем. Летные испытания самолетов А. Коанда и С. Кампини выявили сравнительно малую тягу, большой расход топлива и большую относительную массу такой силовой установки. При создании силовой установки К. В. Холщевникова были приняты меры по устранению этих недостатков. Ее принципиальной особенностью являлось использование мощного поршневого мотора ВК-107Р с воздушным винтом в качестве основного двигателя самолета, а компрессорный воздушно-реактивный двигатель, осевой компрессор которого приводился от основного поршневого мотора с помощью длинного вала и двухскоростной передачи, рассматривался как ускоритель, необходимый для кратковременного увеличения скорости полета при работе поршневого мотора на максимальном режиме. Топливом для компрессорного воздушно-реактивного двигателя (ВРДК) служил тот же бензин, что и для основного мотора. Такая лиловая установка, имея относительно небольшой удельный вес, обеспечивала значительное повышение мощности при совместной работе винтомоторного и воздушно-реактивного двигателей. Эквивалентная мощность обоих двигателей на высоте 7000 м при расчетной скорости полета 820 км/ч должна была достигать 2800 э. л. с. и обеспечивать скорость полета самолета с такой силовой установкой, на 100 — 150 км/ч превышавшую скорость лучших серийных поршневых истребителей того времени. Кроме того, силовая установка К. В. Холщевникова обладала хорошими тяговыми характеристиками на взлетно-посадочных режимах, была достаточно экономична. Создание в 1945 г. опытных истребителей И-250 и И-107 с комбинированной силовой установкой К. В, Холщевникова было поручено конструкторским коллективам А. И. Микояна и П. О. Сухого. Оба истребителя выполнялись по схеме одноместного низкоплана цельнометаллической конструкции с тонким прямым крылом и убирающимся в полете шасси с хвостовым колесом, т. е. по обычной схеме истребителей того времени. Увеличение максимальной скорости полета до 800 км/ч потребовало применения на самолетах И-250 и И-107 специальных аэродинамических профилей и такой аэродинамической компоновки крыла, которая обеспечивала бы достижение расчетных скоростей, необходимые характеристики маневренности, устойчивости и управляемости самолета на различных режимах полета. Много общего имели самолеты И-250 и И-107 также и в конструктивно-силовой компоновке. В носовой части обоих самолетов устанавливался поршневой мотор жидкостного охлаждения ВК-107Р с взлетной мощностью 1650 л. с. и мощностью 1450 л. с. на высоте 7000 м. Мотор передавал свою мощность на воздушный винт относительно небольшого диаметра (выбор которого обусловливался стремлением получить высокий КПД на больших скоростях полета) и осевой компрессор воздушно-реактивного двигателя. Воздухозаборник ВРДК располагался в носовой части самолета под коком воздушного винта. Воздушный канал ВРДК проходил по всей длине фюзеляжа, и в нем последовательно размещались, осевой компрессор с приводом от поршневого мотора, водяной радиатор системы охлаждения мотора и форсуночная камера, за которой располагалась камера сгорания с регулируемым выхлопным соплом. И форсуночная камера, и камера сгорания изготавливались из жаропрочной стали и имели двойную стенку, в полости которой проходил охлаждающий воздух. При работающем ВРДК наружный воздух через воздухозаборник поступал в воздушный канал, сжимался компрессором и направлялся в камеру сгорания. По пути воздух проходил через водяной радиатор системы охлаждения поршневого двигателя. При охлаждении радиатора повышалось теплосодержание воздуха, проходившего через него. Дальнейшее повышение теплосодержания воздуха происходило в камере сгорания в результате сгорания вспрыскиваемого топлива. Накопленная таким образом тепловая энергия преобразовывалась в кинетическую при истечении продуктов сгорания из сопла с регулируемой площадью поперечного сечения. Запас топлива на самолетах И-250 и И-107 обеспечивал непрерывную работу ВРДК в полете в течение 10 мин. Истребители имели мощное пушечное (И-250) и смешанное пулеметно-пушечное (И-107) вооружение, а также бронезащиту кабины летчика. К весне 1945 г. оба самолета были подготовлены к летным испытаниям. 3 марта 1945 г, летчик-испытатель А, П. Деев выполнил первый полет на истребителе И-250, созданном в ОКБ А. И. Микояна и имевшем заводское обозначение «Н». В апреле 1945г. летчик-испытатель Г.Н.Комаров впервые поднял в воздух и истребитель Су-5 (И-107), созданный под руководством П. О. Сухого. Испытания Су-5 не удалось провести в полном объеме, они были прерваны в июне 1945 г. в связи с выходом из строя поршневого двигателя и компрессора ВРДК. Самолет И-250 «Н» показал неплохие для своего времени летно-технические данные: на нем впервые в Советском Союзе в марте 1945 г. летчик А. П. Деев при включении ВРДК достиг максимальной скорости 825 км/ч на высоте 7800 м. Прирост скорости при включении ВРДК составил на этой высоте 148 км/ч. Тяга ВРДК и реактивных выхлопных патрубков поршневого мотора в этих условиях оказалась равной 335 кгс. Улучшилась и скороподъемность самолета: высоту 5000 м с включенным ВРДК истребитель набирал за 3,9 мин, а без ускорителя — за 4,6 мин. Почти на 1400 м увеличился и потолок самолета И-250 — с работающим ВРДК он стал равным 11900 м. Высокие летно-технические характеристики были достигнуты на самолете И-250 с взлетной массой, равной 3680 кг, т. е. практически одинаковой с взлетной массой истребителей типа Ла-7 и Ла-9 с ЖРД- и ПВРД-ускорителями. Это явилось следствием применения на И-250 более совершенной, с меньшим удельным весом и лучшей аэродинамикой силовой установки. Использование ВРДК на взлете позволяло самолету И-250 иметь разбег 400 м, но с выключенным ВРДК длина взлетной дистанции увеличивалась из-за применения воздушного винта уменьшенного диаметра. Самолет И-250 был выпущен небольшой серией и под обозначением МиГ-13 состоял на вооружении авиации ВМФ вплоть до 1950 г. Самолеты И-250 и Су-5 явились переходными от поршневых самолетов к реактивным, с турбореактивными двигателями. На них впервые в практике отечественного самолетостроения были испытаны новые конструктивные решения и материалы, характерные для реактивных самолетов, такие, как специальная аэродинамическая компоновка тонкого прямого крыла, осевой компрессор, регулируемая в полете площадь выходного сопла, специальные жаропрочные материалы. И хотя комбинированная силовая установка не обеспечивала полностью выполнение требований по увеличению мощности и тяги, опыт ее разработки и результаты летных испытаний определили проведение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, оказавших заметное влияние на создание первых отечественных самолетов с турбореактивными двигателями. В годы войны продолжались работы и по совершенствованию турбореактивного двигателя РТД-1 А. М. Люльки, выявлялись требования самолетостроительных конструкторских бюро к турбореактивному двигателю. Прорабатывалась также и возможность создания истребителя с турбореактивным двигателем. В 1943 г. под руководством М. И. Гудкова (одного из конструкторов известного поршневого истребителя ЛаГГ-3) проектировался вариант истребителя ЛаГГ-3 с турбореактивным двигателем РТД-1, который компоновался на самолете по так называемой «реданной» схеме с размещением двигателя в нижней части фюзеляжа и отводом выхлопных газов под хвост самолета. Расчетная максимальная скорость модифицированного самолета ЛаГГ-3 с двигателем РДТ-1 оценивалась в 900 км/ч. Итогом работы коллектива А. М. Люльки в военные годы по созданию отечественного турбореактивного двигателя стали наземные испытания первого советского турбореактивного двигателя С-18 с тягой 1030 кгс, проведенные в марте 1945 г. Двигателю не суждено было подняться в воздух, он стал своего рода экспериментальным стендом, на котором проводились исследования по выявлению и решению основных проблем, связанных с расчетом, конструированием и доводкой турбореактивного двигателя. Опыт, полученный при разработке и испытаниях С-18, был положен в основу работ по созданию нового турбореактивного двигателя, который предполагалось установить на первые советские турбореактивные самолеты.