После разгона самолета при помощи ЖРД и достижения определенной скорости в камеру сгорания ПВРД через форсунки подавалась угольная пыль. Эта пыль воспламенялась, проходя через медленно вращающуюся цилиндрическую сетку-зажигатель, ось вращения которой была расположена перпендикулярно направлению потока. Вращение цилиндра-зажигателя предохраняло сетку от образования на ней нагара и, как следствие, от прогорания и выхода ее из строя. Считалось, что запаса угольной пыли в 800 кг будет достаточно для обеспечения полета самолета в течение 45 минут. Взлет Li P.I За должен был выполнять с помощью сбрасываемой стартовой тележки, посадку предполагалось осуществлять на выдвижную подфюзеляжную лыжу.

Характеристики Li Р.13а: размах крыла – 6,0 м и его площадь – 20 м², длина самолета – 6,7 м, высота – 3,25 м, взлетный вес – 2295 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, крейсерская скорость – 850 км/ч, вооружение – две пушки калибра 30 мм.

Li P.13b отличался от предыдущей версии наличием двухкилевого оперения и боковыми воздухозаборниками. Посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу, для боковой опоры использовались отогнутые книзу законцовки крыла.

Характеристики Li P.13b: размах крыла – 6,9 м, длина самолета – 7,2 м, высота – 2,0 м.

В начале 1945 г. началась постройка планера под обозначением DM 1, предназначавшегося для исследования управляемости самолета на малых скоростях и фактически представлявшего собой прототип проектируемого Li P.I За. Для сохранения центровки кабину летчика опустили немного вниз и перенесли ближе к носу. Вместо воздухозаборника на DM 1 установили острый носовой обтекатель, остекленный снизу для улучшения обзора летчику. Крыло и киль с фанерной обшивкой имели двухлонжеронную деревянную конструкцию. Машина оборудовалась трехколесным шасси, убиравшимся в крыло.

Предполагалось во время летных испытаний поднимать DM 1 на модифицированном для этой цели самолете-носителе Si 204. Скорость 560 км/ч должна была достигаться в режиме пикирования. Планировалось в дальнейшем установить ракетный двигатель, который позволил бы достигнуть скорости 800 км/ч.
Недостроенную машину в конце войны захватили американские войска. После войны по требованию американского командования DM 1 достроили немцы, после чего на специально переделанном для этого самолете С-47 аппарат переправили в США. Там он тщательно изучался и проходил летные испытания, а затем был передан в Смитсоновский институт.

Характеристики DM 1: размах крыла стреловидностью 60° – 6,0 м и его площадь – 20,0 м², длина аппарата – 6,325 м, высота – 3,25 м, вес пустого – 297 кг, взлетный вес – 460 кг, высота отцепки от самолета-носителя – 8000 м, максимальная скорость (при пикировании) – 560 км/ч, посадочная скорость – 72 км/ч, скорость снижения – 6 м/с.
В исследовательской программе А. Липпиша было предусмотрено построить еще три подобных аппарата серии DM:

DM 2 должен был оснащаться турбореактивным двигателем для исследования поведения конструкции самолета при скоростях от 800 км/ч до 1200 км/ч;
DM 3 должен был оснащаться ракетным двигателем для достижения скорости 2000 км/ч;
DM 4 должен был разрабатываться для проведения исследований на больших высотах, характеристики его неизвестны.

В рамках программы создания ракетного истребителя-перехватчика помимо А. Липпиша работали В. фон Браун и Э. Бахем.

Перехватчики фон Брауна

В 1939 г. В. фон Браун представил Герингу "Предложения по разработке истребителя с ракетным двигателем". В этих предложениях он доказывал преимущества самолета-перехватчика с вертикальным стартом перед ракетным истребителем Me 163 с горизонтальным стартом, разрабатывавшимся в рамках "Программы X" под руководством А. Липпиша.

Перехватчик В. фон Брауна (1 версия)

Предложенный фон Брауном ракетный перехватчик имел сигарообразный фюзеляж, крыло размахом 8,5 м с небольшой стреловидностью по передней кромке и обычное хвостовое оперение. В передней части фюзеляжа располагалась небольшая герметичная кабина летчика, в которой тот располагался сидя (в режиме горизонтального полета). Для обзора летчику в кабине имелось небольшое переднее остекление, для навигации в ночное время предполагалось установить в кабине устройство типа движущейся карты с индикацией текущего положения самолета. За кабиной размещались баки с компонентами топлива – спиртом и жидким кислородом, заправочные горловины находились сверху фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа находился двухкамерный ЖРД, на срезе основного сопла имелись газовые рули, использовавшиеся для управления на малых скоростях во время взлета. В качестве посадочного устройства использовалась выдвижная под фюзеляжная лыжа. Вооружение состояло из четырех пушек в корневой части крыла – по две с каждой стороны. Тяга ЖРД при взлете составляла 10 160 кг, а в горизонтальном полете – 771 кг.

Перехватчик должен был взлетать вертикально со стационарной стартовой позиции. На этапе набора высоты самолет должен был управляться автоматически. Максимальная высота набора высоты составляла 8000 м, а скороподъемность к этому моменту – 151 м/с. После достижения заданной высоты летчик брал управление на себя и осуществлял горизонтальный полет, максимальная скорость которого составляла 700 км/ч. Наведение на цель предполагалось осуществлять с земли. После выполнения задания самолет должен был в планирующем режиме идти на ближайший аэродром, посадка должна была осуществляться с помощью выпущенной подфюзе-ляжной лыжи. Расчетное время полета составляло 15 минут.