Первым реактивным истребителем, созданным в ОКБ А. И. Микояна, стал самолет МиГ-9, который в отличие от истребителей, разработанных в других конструкторских бюро, в качестве силовой установки имел два турбореактивных двигателя с тягой примерно 800 кгс каждый. Впервые была применена компоновка двух реактивных двигателей рядом, в фюзеляже, с выходом газов под хвостовую часть самолета, с единым воздухозаборником. Главный конструктор вначале остановился на классической схеме самолета с реактивными двигателями, расположенными под крылом, однако после обдумывания и критических замечаний принял решение установить оба двигателя в фюзеляже самолета. И во всех последующих истребителях с реактивными двигателями их устанавливали в фюзеляже. Это обеспечило хорошее аэродинамическое качество и безопасность полета в случае отказа одного из двигателей, так как они располагались вблизи центра тяжести машины.
В связи с новой установкой двигателей внизу фюзеляжа располагались два выхлопных сопла двигателей, выбрасывавшие реактивные струи с температурой до 800°С. Потребовалась установка экрана из огнеупорной стали. А между тем время не ждало, "подгоняли" и соседи из ОКБ А. С. Яковлева и С. А. Лавочкина, которые также активно занимались разработкой реактивного истребителя. 24 апреля 1946 г. летчик-инженер А. II. Гринчик совершил первый успешный вылет на новом реактивном самолете МиГ-9. Однако, как это часто бывает при создании новой техники, вскоре начались трудности. Надо было устранить вибрацию экрана, вызываемую реактивной струей, и другие дефекты. После исправления обнаруженных недостатков самолет прошел государственные испытания, был принят на вооружение ВВС Советской Армии и производился серийно. Максимальная скорость истребителя достигала 910 км/ч. Мощное вооружение состояло из трех пушек: одной - калибра 37 мм и двух - калибра 23 мм.
Значительные затруднения в период испытаний и доводки машины вызвала необходимость отвода пороховых газов от пушек, расположенных в носовой части. Дело в том, что ни в крыле с тонким профилем, ни в фюзеляже, занятом двумя двигателями, не нашлось места для пушек и боеприпасов. При стрельбе из пушек горячие струи пороховых газов создавали тепловую и гидравлическую неравномерности перед компрессором двигателя, что приводило к выключению, а иногда и поломке лопаток компрессора. Для устранения этого явления на фюзеляже самолета была установлена крылатая поверхность, предназначенная для рассекания струи пороховых газов и отвода ее от всасывающего канала двигателей. Месторасположение этой поверхности, или, как ее называли, "бабочки", менялось несколько раз, пока, наконец, не было найдено наиболее удачное место, что дало возможность успешно проводить стрельбу из пушек.
Большие знания, смелость и упорство проявил при испытаниях и доводке этого самолета заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В. Г. Иванов, много лет "учивший летать" машины этого конструкторского бюро.
Одной из модификаций МиГ-9 явился МиГ-9мод, который в качестве силовой установки имел два двигателя с тягой 1000 кгс каждый. Самолет МиГ-9мод был оборудован герметической кабиной с катапультируемым сиденьем, имел максимальную скорость 965 км/ч, время подъема его на высоту 5000 м составляло 2,7 мин (вместо 4,3 мин на МиГ-9).
С появлением реактивных самолетов для переучивания летного состава строевых частей ВВС на базе МиГ-9 был построен УТИ МиГ-9. На нем проводились также (впервые в Советском Союзе) испытания по катапультированию экипажа с помощью катапультных кресел,
Истребители МиГ-9 в течение нескольких лет представляли нашу реактивную истребительную авиацию на парадах, пролетая над Красной площадью, я воздушных праздниках в Тушино. Вспоминается, как во время Парижской авиационной выставки 1947 г, наши летчики-испытатели во главе с полковником Полуниным, окруженные всеобщим вниманием, делились впечатлениями с авиаторами других стран, для которых полеты в строю на реактивных самолетах с выполнением фигур высшего пилотажа были еще большой новинкой. Как известно, МиГ-9 взлетел в один и тот же день (24 апреля 1946 г.) с самолетом Як-15, а на параде 7 ноября 1946 г. самолеты этих типов уже группами должны были лететь над Красной площадью, и только погодные условия помешали этой демонстрации.
Необходимость накопления опыта и знаний в освоении новых схем самолета требовала создания экспериментальной машины. Такой экспериментальный летательный аппарат схемы "утка" был спроектирован и построен еще в 1945 г. Это был самолет цельнодеревянной конструкции, с толкающим винтом, трехколесным шасси и стреловидным крылом. Предназначался он для отработки схемы трехколесного шасси, а также для исследования устойчивости и управляемости на малых скоростях самолета со стреловидным крылом и хвостовым оперением, не находящимся в тени крыла.
Скорости и высоты полетов реактивных самолетов повышались, а значит, увеличивались и нагрузки на органы управления. Возникла необходимость в буферных устройствах - гидравлических системах, разгружающих летчика и оставляющих на его долю лишь небольшую часть нагрузки. С увеличением скорости полета резко увеличивалось аэродинамическое сопротивление. На дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях основным источником волнового сопротивления является крыло. При малых скоростях полета сжимаемость воздуха проявляется незначительно и воздух можно считать несжимаемым газом. При больших скоростях полета, соизмеримых со скоростью распространения звука, значительно изменяются аэродинамические характеристики тел и влияние сжимаемости воздуха приходится учитывать. В связи с этим напрашивается вывод о том, что большие коэффициенты сопротивления возникают лишь тогда, когда самолет летит со скоростью, превышающей скорость распространения звука. Но это неверно. Как показал опыт, коэффициенты сопротивления резко увеличиваются на скоростях полета, несколько меньших скорости распространения звука. Это явление получило наименование "звуковой барьер".
Скорость полета, при которой местные скорости воздуха над крылом становятся равными местной скорости распространения воздуха, называется критической скоростью, а соответствующее ей число М - критическим числом полета. Увеличение скорости полета выше критической приводит к образованию над крылом местных сверхзвуковых скоростей, в результате чего наступает так называемый волновой кризис, а сопротивление самолета начинает резко возрастать при дальнейшем увеличении скорости полета. Практика показывает, что, изменяя геометрические характеристики профиля крыла, можно существенно увеличить критическое число М, т. е. сдвинуть резкое нарастание сопротивления на большие числа М полета. Так, уменьшение относительно толщины в кривизны профиля способствует повышению критического числа М профиля, а следовательно, и всего крыла.
