К примеру, в неявном виде может существовать требование ограничения предельной потери высоты полета самолета при отказе двух двигателей на четырехмоторном магистральном самолете: ситуация пролета над Гималаями. Если его не заложить в техническое задание на двигатель в виде потребной величины тяги на этом режиме, то потом возникнет неприятный сюрприз — двигатель может оказаться «маловат», как известная кольчужка из фильма «Александр Невский». И тому подобное. Но в 1950-е гг. всего этого не было и в технических требованиях на двигатель могли быть элементарно не учтены присущие ему ограничения. Так случилось и с проектом двигателя Д-20: задали только потребную тягу для обеспечения взлета, после чего оказалось, когда двигатель уже был сделан, что запаса тяги не хватает для быстрого перехода самолета через звуковой барьер из-за большого волнового сопротивления самолета. То есть двигатель оказался маловат. Оказалось, что размерность двигателя зависела именно от этого критического режима, а не от взлета. Правда, А.Н. Туполев компенсировал потерю заказа, переориентировав эту разработку двигателя в гражданское русло. Он решил сделать ближнемагистральный самолет — «половинку» уже успешно летающего среднемагистрального самолета Ту-104. С его лоббистскими способностями это сделать было просто. Так появился проект Ту-124 и двигатель к нему Д-20П, где «П» означает «пассажирский». Беда заключалась только в том, что Д-20 изначально проектировался как короткоресурсный военный двигатель, т. е. с применением более простых конструктивных решений, в первую очередь в части охлаждения (скорее без охлаждения) подшипниковой опоры турбины, а для «пассажира» ресурс двигателя должен был быть большим, ну никак не меньше, чем у уже летающего АИ-20 (6000 часов). Все это вскоре дало о себе знать: при выключении двигателя на самолете Ту-124 после пробега и остановки при посадке двигатель начинал нещадно дымить белым дымом — разлагалось масло при контакте с горячим диском турбины.
Пока утрясались все эти детали, возникла необходимость создания силовой установки для нового большого, долгое время самого большого в мире, вертолета Ми-6. Опыт работы с КБ Миля у П.А. Соловьева уже имелся на предыдущей машине Ми-4, и это оказалось решающим при выборе разработчика двигателя. Первоначально силовую установку для этого вертолета спроектировали в ОКБ-19 в составе двух газотурбинных кузнецовских двигателей ТВ-2М и редуктора Р-6. Однако работа шла трудно — двигатель был «чужой», редуктор на передачу 11 000 л.с. от горизонтального выходного вала двигателя на вертикальный винт вертолета не имел мировых аналогов и проектировался на базе опыта предыдущей модели меньшей мощности. А в это время уже «поспело» и ядро будущего двухконтурного двигателя Д-20П, а именно компрессор, камера сгорания и турбина. Именно это ядро, включая силовую, так называемую «свободную» (т. е. механически не связанную с ротором турбокомпрессора) турбину привода винта вертолета, и составило новый газотурбинный двигатель, размерность которого как раз подошла для силовой установки вертолета Ми-6. Подвергся модификации и редуктор, получивший обозначение Р-7. Было принято решение предъявлять на госиспытания в 1957 г. силовую установку именно в таком виде: два турбовальных (как позже стали называть вертолетные ГТД) двигателя со свободной турбиной, получивших обозначение Д-25В, и редуктор Р-7.
Забегая вперед, отметим, что именно этот летательный аппарат и заодно с ним силовая установка получили широкий резонанс в мире и сделали известным конструктора авиадвигателей П.А. Соловьева. И, надо отметить, заслуженно. В первую очередь благодаря созданию уникального редуктора — механической передаче большой мощности с высокой степенью редукции (1/70). Для снижения частоты вращения на выходном вале винта в 70 раз (обороты винта 110 об/мин, а обороты силовой турбины — 7700 об/мин) по сравнению с частотой вращения на входном вале силовой турбины редуктор имеет четыре ступени механической передачи. При этом во столько же (70) раз возрастает крутящий момент на валу, который надо компенсировать увеличением размеров диаметра вала. Чтобы представить, что это такое, достаточно указать на массу редуктора — 3250 кг (!) и размеры: высота 2,82 м и ширина 1,65 м. То есть сам редуктор весил на 30 % больше, чем оба газотурбинных двигателя Д-25В. Кроме этого, вся эта трансмиссия должна была еще и обеспечивать работоспособность силовой установки (отключение редуктора от силовой турбины) в случае выключения одного или обоих двигателей в полете и т. д. Муфта свободного хода, без которой в этом случае не обойтись, заставила пережить немало. Ее, хоть и редкий, отказ приводил к тяжелым последствиям в виде катастрофы вертолета. Долго не могли разобраться, при каких условиях нормальная было работа муфты вдруг прекращалась.
Наконец, смазка и охлаждение. Все — проблема в таких сложных системах. Само изготовление, включая сборку и обкатку шестерен редуктора, требует очень высокой культуры производства. Не надо забывать, что мощность в редукторе, в отличие от газовой турбины, передается контактным, т. е. механическим способом. А чем больше мощность, тем больше поверхность контакта зубьев шестерен при их взаимодействии. Соответственно чем больше поверхность контакта, тем труднее обеспечить сам этот контакт по всей поверхности из-за погрешностей изготовления. Шлифовка и притирка зубьев — это один из самых тонких технологических процессов, требующих прецизионного оборудования. А сборка такого редуктора? Любые отклонения соосности валов шестерен приводят к нарушению поверхности контакта с последующим выкрашиванием зубьев. Короче, изготовление авиационных редукторов — это уникальное производство. Неслучайно в качестве альтернативы механической передачи мощности на винт рассматривались схемы безредукторной передачи с помощью тихоходной многоступенчатой силовой турбины, соосной с валом винта. Но в жизни такие схемы распространения не получили — общая масса трансмиссии не становилась меньше. Наиболее интересной была схема, в которой в качестве источника мощности силовой турбины использовался двухконтурный двигатель, а турбина работала на смеси газа и воздуха наружного контура, имеющего низкую температуру. В этом случае вертикально расположенная турбина получалась одноступенчатой и тихоходной, а степень редукции уменьшалась. Не нужна становилась и проблемная коническая шестеренчатая передача. Хотя такая схема в виде проекта Д-30В не была реализована на вертолете, но была сделана в горизонтальном варианте расположения турбины для привода опытных компрессоров на испытательном стенде в Шеньяне (КНР) по заказу китайских товарищей и успешно там эксплуатируется.
Ми-6, а потом и рекордный В-12 с удвоенной силовой установкой Д-25В впоследствии установили множество мировых рекордов по грузоподъемности. Ми-6 и его модификация Ми-10 — «летающий кран» — активно использовались в народном хозяйстве, особенно в труднодоступных северных районах свыше 30 лет до появления тяжелого вертолета В-26 с запорожским двигателем Д-136.
А на выходе (1960 г.) уже был и двухконтурный двигатель Д-20П для ближнемагистрального самолета Ту-124. Создать серийный авиационный двигатель — это значит создать школу конструирования, без школы ничего не выйдет. Двигатель Д-20П по своим параметрам тоже был инновационным. Имея степень двухконтурности около единицы, он опередил на некоторое время мирового лидера — «Роллс-Ройс» с его однотипным двигателем «Спей». Правда, история создания двигателя «Спей» тоже была драматичной. Спроектированный в 1959 г. (т. е. одновременное Д-20П) под маркой RB.141 для перспективного трехдвигательного ближнемагистрального самолета «Де Хэвиленд» DH 121 с расположением двигателей «на хвосте», он мог вместе с самолетом завоевать большой рынок. Но…при оценке рынка перевозок национальной английской компанией Бритиш Еропеан Эйруайз (ВЕА) последняя совершила ошибку в прогнозах и потребовала сделать самолет меньшей вместимости, тем самым добровольно отдав мировой рынок американскому конкуренту (аналогу DH. 121) «Боинг-727». Политическое руководство, как обычно, не поняло ситуацию и согласилось с национальным авиаперевозчиком. «Роллс- Ройс» уменьшила двигатель и с ним «Трайдент» вошел в эксплуатацию в 1963 г. Кроме того, ошибку допустили и проектировщики двигателя при оценке внешнего сопротивления мотогондолы, что привело к занижению проектной степени двухконтурности: думали, что сопротивление будет больше. В результате степень двухконтурности двигателя «Спей» RB. 163 была выбрана равной 1, в то время как оптимальным значением для такого типа двигателей было 2 (как на советском Д-30КУ разработки ОКБ Соловьева). Позже англичане переделали «Спей» на большую степень двухконтурности, но… было уже поздно.
