Вообще, существует реальная коллизия в отношениях моторных и самолетных ОКБ (та же самая проблема на другом уровне существует и в отношениях между моторными и агрегатными ОКБ). И обусловлена эта коллизия тем, что техническое задание на разработку двигателя выдает самолетное КБ, точнее, его моторное подразделение (являющееся интерфейсом между моторным и самолетным ОКБ), не имея полного представления о свойствах двигателя как системы. Ведь реальным проектированием двигателей моторное подразделение самолетного КБ не занимается. Метод его работы — сравнительный. Как грамотно сформулировать технические требования к двигателю в этом случае? Хорошо сейчас, когда есть развитые математические модели самолета и двигателя, позволяющие провести итерации подгонки множества требований под все условия полета. И то требуется искусство или опыт, которые уходят вместе с людьми. К тому же и сам самолет в процессе реального проектирования обычно «плывет» по массе в сторону увеличения, а двигатель надо заказывать на ранней стадии проектирования самолета, иначе он не успеет.
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.