В 1938 г. группой А.М. Люльки разработан проект "Ракетного турбореактивного двигателя РТД-1", рассчитанного на скорости полета до 900 км/ч. Предусматривалось, что он будет иметь двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания, одноступенчатую турбину и сопло. Выбор центробежного компрессора обуславливался широким применением таких компрессоров в системах турбонаддува высотных поршневых двигателей, достаточно развитой их теорией, опытом проектирования, производства и доводки. Проект получил положительное заключение экспертизы и был рекомендован к дальнейшей разработке. Тем не менее, работы над РТД-1 в ХАИ не были поддержаны, и Архип Михайлович добился своего перевода в специальное конструкторское бюро, созданное по решению правительства. СКБ-1 располагалось в Ленинграде на Кировском заводе и по тем временам имело хорошую экспериментальную к производственную базу. Здесь удалось в короткое время разработать проект нового двигателя РД-1, рассчитанного на тягу 530 кгс, и подготовить рабочие чертежи всех узлов и деталей. Отличительной особенностью этого проекта являлось применение осевого компрессора, что позволило существенно сократить диаметр двигателя, увеличив таким образом лобовую тягу, и облегчить компоновку двигателя на самолете. Принимая критику по поводу недостаточной экономичности разрабатываемого ТРД, A.M. Люлька предложил схему и развил теорию двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД). Такой двигатель отличался от одноконтурного применением низконапорного вентилятора, установленного за входным диффузором, и разделением потока воздуха за вентилятором на два, из которых один проходит через компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину, образующие внутренний контур, а другой — по наружному контуру, смешиваясь затем с продуктами сгорания внутреннего контура. Вследствие подачи сравнительно холодного воздуха наружного контура температура газа перед соплом падает и скорость реактивной струи уменьшается. Сближение скорости струи со скоростью полета повышает к.п.д. двигателя, что в совокупности с увеличением расхода воздуха через тракт двигателя улучшает экономичность. Наряду с работой над двухконтурной схемой двигателя конструктор в 1939—1941 гг. разрабатывал и другие типы воздушно-реактивных двигателей, в том числе и ТРД с форсажной камерой сгорания.

В мае 1941 г. до 70% деталей двигателя РД-1 были готовы и испытаны, однако начало войны прервало работы над ним. По решению правительства они возобновились осенью 1942 г. Архип Михайлович на военно-транспортном самолете был доставлен в блокадный Ленинград, откуда вывез спрятанные на территории завода детали, чертежи и результаты испытаний. Двигатель планировалось установить на самолете конструктора МЛ.Гудкова. В качестве прототипа служил ЛаГГ-3. Михаил Иванович Гудков вспоминал: "Мы долго думали с Архипом Михайловичем, как лучше перекомпоновать РД-1 для установки его на истребитель. Ведь это была первая попытка (в СССР — прим. В.С.) установить на самолет турбореактивный двигатель. За несколько недель проект закончили и получили положительное решение ЦАГИ. А дальше дело не пошло: новая техника выглядела слишком необычно, в ней сомневались".

А за границей работы над созданием самолетов с ТРД находились уже на этапе внедрения в серийное производство. В Германии испытывались самолеты Не-162 с BMW-003 и Ме-262 с Jumo-004, а в Англии — "Метеор" с Dervent V. Лишь в 1943—44 гг., когда произошли первые воздушные бои с участием немецких реактивных истребителей и было продемонстрировано их явное преимущество, в СССР стали форсировать работы над ТРД и реактивными самолетами. В это время A.M. Люлька возглавил отдел в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ), а затем перевелся в специализированный научно-исследовательский институт.

Здесь под его руководством был разработан технический проект ТРД С-18 тягой 1250 кгс с восьмиступенчатым осевым компрессором. В начале 1945 г. изготовили пять экземпляров двигателя и приступили к испытаниям. Начался длительный и непростой этап доводки. Тогда впервые встретились с грозным, ранее неизвестным явлением — помпажем. При выводе первого экземпляра двигателя на режим повышенной тяги возникла неустойчивость работы, сопровождавшаяся резким неуправляемым ростом температуры газа и выбросом его через компрессор. В считанные секунды двигатель превратился в груду искореженного металла. Надо сказать, что Архип Михайлович считал своим долгом лично присутствовать на испытаниях. Однажды один из проверяемых на стенде двигателей буквально взорвался во время работы. Вылетевший со скоростью снаряда диск турбины чуть было не убил конструктора. К счастью, все обошлось.

Вскоре в НИИ поступили разбитые, обгоревшие турбореактивные двигатели Jumo со сбитого немецкого самолета и два трофейных образца в исправном состоянии. Испытания показали, что тяга Jumo на 350 кгс меньше, чем у С-18, а вес и удельный расход топлива — больше. Однако немецкий двигатель имел более совершенную и многофункциональную систему автоматического управления. Интерес представляли технология изготовления деталей и конструкция вспомогательных агрегатов. Архип Михайлович с должным вниманием отнесся к достижениям немецких конструкторов. . Вскоре по предложению военных специалистов и представителей авиационной промышленности было принято решение о постройке летного варианта двигателя, получившего наименование ТР-1. Двигатель имел воздухозаборник — входной диффузор, окруженный масляным баком, в котором масло охлаждалось потоком воздуха. Внутри кока устанавливался воздушный стартер. Осевой восьмиступенчатый компрессор обеспечивал повышение давления воздуха в 3,16 раза. В кольцевую камеру сгорания топливо подавалось через центробежные форсунки. В процессе сгорания температура газа не превышала 1050 К, что позволило исключить применение внутреннего охлаждения лопаток. Двигатель развивал тягу 1360 кгс при удельном расходе топлива 1,3 кг/кгс∙ч.

Накануне войны турбореактивный двигатель РД-1 был готов на 70%	Первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1