Весной 1940 г. в состоялось совещание, на котором главные конструкторы самолетов были проинформированы о новых перспективных силовых установках с реактивными двигателями различных типов, в основном с ЖРД и ПВРД. 12 июля 1940 г. Комитет Обороны при Совете Народных Комиссаров СССР принял постановление, определившее создание первых отечественных самолетов с реактивными двигателями. В постановлении, в частности, предусматривалось решение вопросов "о применении реактивных двигателей большой мощности для сверхскоростных стратосферных полетов...".

В том же 1940 г. была признана необходимость создания истребителя-перехватчика с ЖРД. Идею создания такого истребителя впервые предложил С. П. Королев еще в 1938 г. в процессе работы над ракетопланом РП-218. Он предполагал, что ЖРД с его огромным удельным расходом топлива (4-6кг топлива в секунду при тяге двигателя 1000 - 1500 кгс) может быть наиболее эффективно использован на истребителе-перехватчике противовоздушной обороны, взлетающем из положения дежурства на аэродроме при визуальном обнаружении самолета противника в районе охраняемого объекта. Малый вес и большая тяга ЖРД обеспечивали максимальную скорость горизонтального полета ракетного перехватчика 800 - 850 км/ч. Но самое главное, такой перехватчик имел бы громадную по тому времени скороподъемность, почти в 10 раз превышавшую скороподъемность лучших истребителей с поршневыми двигателями. Благодаря большой скорости и скороподъемности ракетный перехватчик на активном этапе полета с работающим ЖРД мог бы быстро настигнуть самолет противника, с ходу атаковать его и сбить мощным пушечным огнем. После прекращения работы двигателя перехватчик должен был выйти из боя и выполнить посадку с неработающим двигателем как планер, что не должно было представить трудности, учитывая значительное уменьшение массы самолета после выработки топлива и израсходования боезапаса. Основным недостатком такого самолета С. П. Королев считал малую продолжительность полета. Военные специалисты положительно оценили предложение С. П. Королева и в своем заключении подчеркивали, что небольшая продолжительность полета допускает практическое использование таких самолетов.

С весны 1941 г. в ОКБ главного конструктора В.Ф.Болховитинова над проектом истребителя-перехватчика с двигателем Л.С.Душкина, обещавшего скорость 800 км/ч и более, в инициативном порядке начали работать А.Я.Березняк и А.М.Исаев. Концепция их ракетного перехватчика практически полностью соответствовала предложению С. П. Королева, выдвинутому в 1938 г.

9 июня 1941 г. главный конструктор В.Ф.Болховитинов направил в Наркомат авиационной промышленности официальную заявку на создание реактивного истребителя-перехватчика БИ. Предложение было одобрено, принято, на его основе был уточнен приказ по НКАП. Срок выпуска был установлен 35 дней (вместо трех месяцев, как предполагали конструкторы).

Самолет А.Я.Березняка и А.М.Исаева первоначально проектировался под двигатель с тягой 1400 кгс и с турбонасосной подачей топлива в камеру сгорания, но затем с целью сокращения времени создания самолета более сложная и нуждавшаяся в доводке турбонасосная подача топлива была заменена более простой и доведенной вытеснительной подачей с использованием сжатого до 145-148 атм воздуха из бортовых баллонов емкостью 115 л. Этот вариант самолета с двигателем Д-1А стал основным и получил обозначение "БИ"; он выполнялся по обычной в то время схеме одноместного свободнонесущего низкоплана в основном деревянной конструкции.

Трапециевидное неразъемное прямое крыло самолета "БИ" имело конструкцию кессонного типа. Кессон состоял из десяти отдельных лонжеронов, склеенных между собой через накладки, идущие по всему размаху крыла - по верхнему и нижнему теоретическому контуру. Для уменьшения посадочной скорости на задней кромке крыла на участке между бортом фюзеляжа и небольшим элероном устанавливались посадочные щитки Шренка с углом отклонения 50°. Хвостовое оперение самолета - обычного типа, но с тремя особенностями: расчалки между килем, стабилизатором и фюзеляжем; круглые вертикальные шайбы на концах стабилизатора, подфюзеляжный киль, в который убиралась хвостовая опора шасси самолета. Шайбы на концах стабилизатора были установлены уже после постройки опытного самолета в процессе аэродинамических и летных исдытаний по предложению И. Ф. Флорова. Элероны, рули и закрылки имели металлический каркас, обшитый полотном (рис. 3).

Фюзеляж самолета "БИ" - деревянный полумонокок. Кабина летчика имела бронезащиту из передней бронеплиты и бронеспинки толщиной 5,5 мм. Перед кабиной летчика в верхней части фюзеляжа на деревянном лафете устанавливались две пушки ШВАК калибра 20мм с боезапасом по 45 снарядов. Внутри нижней передней части фюзеляжа располагались два воздушных и два керосиновых баллона. За кабиной летчика размещались баллоны с азотной кислотой и воздухом.

ЖРД Д-1А-1100 устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Топливо - тракторный керосин, а в качестве окислителя применялась концентрированная 96-98%-ная азотная кислота, которые подавались в двигатель под давлением воздуха из бортовых баллонов (на 1 кг керосина приходилось 4,2кг окислителя). Двигатель расходовал 6кг керосина и кислоты в секунду. Общий запас топлива на борту самолета, равный 705 кг, обеспечивал работу двигателя в течение почти 2 мин. Расчетная взлетная масса самолета "БИ" составляла 1650 кг при массе пустого 805 кг.

Строили самолет почти без детальных чертежей, вычерчивая в натуру на фанере его части, по плазам. Это облегчалось малыми размерами самолета. Общее конструктивное и производственное исполнение было среднее, встречались и непрочные места (из-за спешки).

15 сентября 1941 г. планер первого опытного самолета "БИ" был построен. Однако двигатель самолета еще не был готов, проводилась его стендовая доводка. По требованию заместителя наркома авиационной промышленности по опытному самолетостроению А.С.Яковлева, планер самолета "БИ" был подготовлен к исследованиям в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Продувки "БИ" проводились под руководством Г. С. Бюшгенса и А. Л. Райха. Сразу после завершения аэродинамических исследований начались летные испытания самолета "БИ" в планерном варианте на буксире за самолетом Пе-2. Летчик Б.Н.Кудрин в 15 полетах снял все основные летные характеристики "БИ" на малых скоростях. Испытания подтвердили, что все аэродинамические данные самолета, характеристики устойчивости и управляемости соответствуют расчетным. Одновременно с испытаниями планера "БИ" доводился и двигатель (надежность системы его запуска).

В октябре 1941 г. конструкторское бюро В.Ф.Болховитинова и коллектив двигателистов были эвакуированы на Восток, что несколько задержало отладку двигателя. К весне 1942 г. основные трудности были преодолены, и двигатель установили на самолет. Для первого полета истребителя "БИ" (иногда обозначавшегося как БИ-1) была создана Государственная комиссия под председательством В. С. Пышнова. В комиссию вошли также В. Ф. Болховитинов, начальник НИИ ВВС П. И. Федоров, ведущий инженер по самолету "БИ" от НИИ ВВС М. И. Таракановский, ведущий инженер по двигателю А.В.Палло. Ведущим летчиком был назначен летчик-испытатель НИИ ВВС Г.Я.Бахчиванджи.

Первый полет на истребителе "БИ" летчик Г.Я.Бахчиванджи выполнил 15 мая 1942 г. Взлетная масса самолета в первом полете была ограничена 1300кг, а двигатель отрегулирован на тягу 800кгс. Полет продолжался 3 мин 9 с. Самописцы зафиксировали максимальную высоту полета 840 м, скорость 400 км/ч, скороподъемность - 23 м/с. В послеполетном донесении летчик-испытатель отмечал, что полет на самолете "БИ" в сравнении с обычными типами самолетов исключительно приятен: перед летчиком нет винта и мотора, не слышно шума, выхлопные газы в кабину не попадают; летчик, сидя в передней части самолета, имеет полный обзор передней полусферы и значительно лучший, чем на обычном самолете, обзор задней полусферы; расположение приборов и рычагов управления удачное, видимость их хорошая, кабина не загромождена; по легкости управления самолет превосходит современные ему истребители.

По оценке Государственной комиссии, первый полет "БИ" доказал возможность полетов при новом принципе создания тяги и открыл новое направление в развитии авиации. Этот полет был первым в мире полетом истребителя-перехватчика с ЖРД, спроектированным для выполнения задач, присущих этому классу самолетов, и соответствующим образом вооруженным. За рубежом к маю 1942 г. летали только экспериментальные самолеты с ЖРД без вооружения (Хейнкель 176 и DFS 194-прототип ракетного истребителя Мессершмитт 163В, Gloster G.40 (Англия)).

В связи с износом конструкции планера первого опытного самолета (главным образом от воздействия паров азотной кислоты) последующие летные испытания самолета "БИ" проводились на втором и третьем опытных самолетах, отличавшихся от первого только наличием лыжного шасси. Одновременно было принято решение начать постройку небольшой серии самолетов "БИ-ВС" для их войсковых испытаний. 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, обладавших большой взрывной силой. Предполагалось, что эти бомбы будут сбрасываться 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 летчиком Г. Я. Бахчиванджи и один летчиком-испытателем К.А.Груздевым. В этих полетах были зафиксированы наивысшие летные показатели самолета "БИ" - максимальная скорость до 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. После окончания работы двигателя самолет, находившийся в горизонтальном полете, опустил нос, вошел в пикирование и под углом около 50° ударился о землю. Комиссия, расследовавшая обстоятельства катастрофы, в то время не смогла установить подлинные причины перехода в пикирование самолета "БИ". Но в своем заключении она отмечала, что еще не изучены явления, происходящие при скоростях полета порядка 800 -1000 км/ч. По мнению комиссии, на этих скоростях могли появиться новые факторы, воздействующие на управляемость, устойчивость и нагрузки на органы управления, которые расходились с принятыми в то время представлениями, а следовательно, остались неучтенными.

В 1943 г. в эксплуатацию была пущена аэродинамическая труба больших скоростей Т-106 ЦАГИ. В ней сразу же начали проводить широкие исследования моделей самолетов и их элементов при больших дозвуковых скоростях. Была испытана и модель самолета "БИ" для выявления причин катастрофы. По результатам испытаний стало ясно, что "БИ" разбился из-за неучтенных при проектировании самолета особенностей обтекания прямого крыла и оперения на околозвуковых скоростях и возникающего при этом явления затягивания самолета в пикирование, преодолеть которое летчик не мог.

После гибели Г.Я.Бахчиванджи недостроенные 30 - 40 самолетов "БИ-ВС" были уничтожены, но 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. Она была исследована в аэродинамической трубе ЦАГИ, но дальнейшего развития не получила. В январе 1945 г. на самолете "БИ" с лыжным шасси и двигателем РД-1 А.М.Исаева, являвшимся развитием двигателя Д-1А-1100, летчик Б.Н.Кудрин выполнил два полета. В одном из этих полетов при взлетной массе самолета 1800кг и скорости 587 км/ч вертикальная скорость "БИ" у земли составила 87 м/с. Однако затем работы над самолетом прекратили. Для проведения различных испытаний было построено девять самолетов "БИ".

Модификация	БИ
Размах крыла, м	6.48
Длина, м	6.40
Высота, м	2.06
Площадь крыла, м2	7.00
Масса, кг
пустого самолета	790
взлетная	1683
Тип двигателя	1 ЖРД Д-1А
Тяга, кгс	1 х 1100
Максимальная скорость , км/ч
у земли	800
на высоте	1020
Продолжительность полета, мин	15
Максимальная скороподъемность, м/мин	10000
Практический потолок, м
Экипаж	1
Вооружение:	две 20-мм пушки ШВАК