Первые исследования крыла малого удлинения в сверхзвуковых аэродинамических трубах были выполнены в Германии в годы второй мировой войны . Эти исследования показали, что применение крыла малого удлинения способствует уменьшению волнового сопротивления и снижает изменение устойчивости самолета на околозвуковых скоростях.

Данное обстоятельство, а также интенсивная разработка реактивных двигателей, проводимая в этот период в Германии, позволили приступить к практическим работам по созданию сверхзвуковых реактивных самолетов. Работы в этом направлении возглавил А. Липпиш. Конструктор начал проводить исследования аэродинамической схемы самолета, обеспечивающей приемлемые характеристики и на дозвуковых, и на сверхзвуковых скоростях. Для решения этой задачи Липпиш разработал проект "бесхвостки" с крылом изменяемой стреловидности . Вскоре из-за многих конструктивных проблем, возникающих при создании такого самолета, Липпиш прекратил работу над этим проектом и занялся исследованием схемы "бесхвостка" с треугольным крылом малого удлинения. В связи с тем, что крыло такой формы, как выяснилось, позволяет сочетать большую стреловидность с сохранением устойчивости и управляемости самолета на значительных углах атаки, конструктор в 1943- 1944 гг. создал ряд проектов сверхзвуковых самолетов-"бесхвосток" с крылом малого удлинения, среди которых наиболее проработанным являлся проект реактивного истребителя-перехватчика LP-13.

В проекте самолета LP-13, как и в проектах скоростных истребителей А. С. Москалева и Р. Л. Бартини, предлагалась схема "летающее крыло" с крылом малого удлинения. Стремясь свести к минимуму сопротивление самолета путем размещения в крыле двигателя, кабины летчика и других агрегатов, Липпиш ошибочно считал выгодным использование крыла толстого профиля (rо =0,15). Но, даже несмотря на большую относительную толщину профиля, продувки модели крыла LP-13 показали, что интенсивность прироста сопротивления в околозвуковом диапазоне скоростей была значительно меньшей, чем в случае применения обычного нестреловидного крыла.

Для изучения устойчивости, управляемости и других особенностей рассматриваемой схемы на малых скоростях полета Липпиш в 1944 г.создал безмоторный вариант самолета LP-13 - планер DM-1 . Отличительной особенностью этого летательного аппарата помимо треугольного крыла малого удлинения был киль необычно больших размеров (площадь вертикального оперения составляла 0,42 площади крыла) также треугольной формы. Столь большая площадь вертикального оперения была выбрана для предотвращения потери путевой устойчивости и управляемости планера на больших углах атаки, а также для размещения внутри киля кабины летчика. В отличие от "бесхвосток", предназначенных для сравнительно небольших скоростей полета, в конструкции планера DM-1 был применен симметричный профиль без крутки. Продольная балансировка и управление по тангажу и крену обеспечивались щелевыми элевонами. Для компенсации перебалансировки планера на больших скоростях (при пикировании) была предусмотрена перекачка в полете воды в хвостовой бак.

Наземные испытания прошли вполне успешно и в ближайшем времени планировалось испытать DM-1 по полной программе, используя в качестве самолёта-носителя многоцелевой Siebel Si-204, у которого планер располагался на специальной рамочной конструкции на "спине". Быстрая капитуляция Германии нарушила эти планы, а прототип достался американцам, которые переправили его в США и до февраля 1946 года провели полный цикл тестов используя как буксировщик транспортный самолёт С-47. Позднее данные, полученные при испытаниях DM-1 очень пригодились при создании реактивного истребителя XF-92.

ЛТХ:

Модификация	DM-1
Размах крыла, м	5.92
Удлинение	6.60
Длина, м	3.18
Высота, м	20.00
Масса, кг
пустого	297
максимальная взлетная	460
Макс. аэродинамическое качество
Максимальная скорость, км/ч	560
Максимальная высота полета, м	8000

Фотографии:

DM-1

Модификация	DM-1
Размах крыла, м	5.92
Удлинение	6.60
Длина, м	3.18
Высота, м	20.00
Масса, кг
пустого	297
максимальная взлетная	460
Макс. аэродинамическое качество
Максимальная скорость, км/ч	560
Максимальная высота полета, м	8000